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Em Órbita Em Órbita n.º 133 (Vol. 13) – Fevereiro de 2013

O Em Órbita está no Twitter Índice Treinos de Inverno das tripulações da ISS China avança nas ciências espaciais Irão pretende lançar astronauta dentro de 4 anos Módulo da ESA irá fornecer energia à nave Orion China prepara Wenchang, a sai nova base de lançamentos ew Horizons a caminho de Plutão Órbita da ISS corrigida ASA irá testar módulo da Bigelow Irá a China aceitar os erros do Brasil Rússia testa com sucesso motor K-33A Rússia irá retomar exploração lunar em 2015 Futuros membros das tripulações da ISS

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Acesso autónomo ao espaço – onde o Brasil quer chegar? 9 Rockets of the World 13 Lançamentos orbitais em Janeiro de 2013 14 Rokot/Briz-KM regressa no primeiro lançamento orbital de 2013 15 Japão lança novos satélites espiões 21 O sucesso do aro-1 25 Atlas-V lança TDRS-K 35 Quadro de lançamentos recentes 53 Outros objectos catalogados 54 Regressos / Reentradas 54 Lançamentos orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2013 56 Próximos lançamentos tripulados 57 Lançamentos Suborbitais 58 Cronologia Astronáutica (LXXXV) 61 Explicação dos termos técnicos 63

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O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa este número colaboraram José Roberto Costa, Manuel Montes e Jonathan McDowell. Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia do autor. Rui C. Barbosa BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rmcsbarbosa@gmail.com

a Capa: Lançamento do foguetão H-2A/202 (F22) a 27 de Janeiro de 2013. Imagem: Koumei Shibata.

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Campanha da AIMAL Contra as Touradas em Portugal

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Pelo fim das touradas no mundo! Fight bullfights! Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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Treinos de Inverno das tripulações da ISS Tiveram lugar os treinos de Inverno nos quais participam cosmonautas russos, candidatos a cosmonautas e astronautas estrangeiros que irão participar em missões de longa duração a bordo da estação espacial internacional que serão lançados em 2014. Dos treinos fizeram parte a simulação do pouso de emergência numa área arborizada e pantanosa, remoção dos fatos espaciais, construção de fogos de emergência, construção de uma brigo de Inverno, cozinhar, trabalho em autonomia e prestação de assistência médica. Os treinos tiveram lugar entre 21 e 23 de Janeiro (treino dos tripulantes da Expedição 40/41, sendo os tripulantes Maksim Surayev Rússia, Gregory Wiseman - EUA e Alexander Gerst - Alemanha), 23 e 25 de Janeiro treino dos tripulantes da Expedição 41/42, sendo os tripulantes Alexander Samokutyayev - Rússia, Yelena Serova - Rússia e Barry Wilmore – EUA) e 28 a 30 Janeiro (treino dos tripulantes da Expedição 39/40, sendo os tripulantes Alexander Skvortsov - Rússia, Oleg Artemiev – Rússia e Steven Swanson EUA). Entre 30 de Janeiro e 13 de Fevereiro - serão feitos treinos com as tripulações suplentes bem como avaliações aos candidatos a cosmonautas.

As imagens mostram os treinos da tripulação da Expedição 40/41 (esquerda) e da Expedição 41/42. Fotografias: CTCYG

China avança nas ciências espaciais Preparando-se para lançar a sua terceira sonda lunar, a Chang'e-3, que irá transportar um veículo robótico até à superfície do nosso satélite natural, a China está a dar outros passos no estudo de outros corpos celestes e a abrir as portas para o lançamento de satélites que irão investigar o Universo. O próximo projecto da China será a missão Kuafu, que segundo Bai Chunli, Presidente da Academia de Ciências da China, entrou já na fase de desenvolvimento de projecto. Esta missão solar é composta por três sondas. A Kuafu-A deverá ser lançada em 2017 e deverá ser colocado no ponto Lagrange L1 no sistema Terra - Sol, enquanto que a Kuafu-B (1) e a Kuafu-B (2) deverão ser lançadas em 2018 para órbitas polares. A designação 'Kuafu' representa uma personagem mitológica chinesa que estava determinada a correr tão rápido como o Sol. Para além deste projecto, outros quatro projectos encontram-se também nas respectivas fases de desenvolvimento, nomeadamente uma sonda de detecção de raios-x de alta intensidade, um satélite experimental de ciência quântica, um detector de matéria negra e um satélite experimental recuperável. O projecto da sonda de detecção de raios-x de alta intensidade (que deverá ser lançado em 2015) e o satélite experimental de ciência quântica (que deverá ser lançado em 2016), entraram já na fase de protótipo.

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Irão pretende lançar astronauta dentro de 4 anos Segundo Hamid Fazeli, director da Agência Espacial Iraniana, o Irão está a desenvolver planos para lançar um astronauta para o espaço dentro de 4 anos, referindo também que um voo orbital seja de esperar dentro de 10 anos. As primeiras missões, suborbitais, deverão ter uma duração de cerca de 30 minutos. Hamid Fazeli sublinhou os planos iranianos de enviar grandes animais, incluindo chimpanzés, para o espaço num futuro próximo e fez notar que a próxima fase do projecto para enviar humanos para o espaço a bordo de biocápsulas para uma altitude específica. Nos primeiros dias de Fevereiro a república islâmica lançou um macaco a bordo da cápsula Pishgam ('Pioneiro'), para marcar o 34º aniversário da vitória da Revolução Islâmica no Irão em 1979. Até 20 de Março de 2013 o Irão deverá realizar um novo lançamento orbital.

Módulo da ESA irá fornecer energia à nave Orion A Agência Espacial Europeia (ESA) e a agência espacial norte-americana NASA chegaram a um acordo sobre a contribuição europeia para a futura nave Orion cujo primeiro lançamento está previsto para 2017. A Orion irá transportar astronautas para maiores distâncias da Terra utilizando um módulo desenvolvido a partir do veículo de carga europeu Automated Transfer Vehicle (ATV). O ATV tem vindo a reabastecer a estação espacial internacional ISS desde 2008 e o quarto veículo da série, Albert Einstein, está a ser preparado na Guiana Francesa para ser lançado a 18 de Abril de 2013. O módulo de serviço que será desenvolvido a partir do ATV e que estará colocado «por debaixo» da cápsula da tripulação, irá fornecer propulsão, energia, controlo térmico, bem como fornecer água e gases aos astronautas no módulo habitável. Esta colaboração entre a ESA e a NASA continua o espírito de colaboração internacional que formou as fundações da estação espacial internacional. A primeira missão da Orion será um voo não tripulado previsto para 2017 para testar as tecnologias de reentrada a uma velocidade de 11 km/s.

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China prepara Wenchang, a sua nova base de lançamentos Os trabalhos de construção do Centro de Lançamento de Satélites de Wenchang, província de Hainan, estão a decorrer como planeado e espera-se que a China realize o primeiro lançamento desde a sua nova base em 2014. A base, que começou a ser construída a 14 de Setembro de 2009, estará equipada com duas plataformas de lançamento, sendo aparentemente uma para ser utilizada para o lançamento dos foguetões CZ-5 Chang Zheng-5 e a outra para o lançamento dos foguetões CZ-7 Chang Zheng-7. Ambas as plataformas estarão equipadas com torres de serviço fixas, sendo a mais elevada com uma altura de 91 metros. Estas torres de serviço terão plataformas de acesso rotativas e fosso de chamas, sendo o mais profundo com 22 metros. Os foguetões serão integrados em dois edifícios de montagem vertical (um para cada série), estando os dois edifícios ligados por uma passagem para o armazenamento dos diferentes estágios dos lançadores. Existirá um outro edifício de integração e montagem das cargas que se encontra a Oeste dos edifícios de integração dos lançadores. A fotografia ao lado mostra a construção de um dos edifícios de integração vertical.

New Horizons a caminho de Plutão Os responsáveis pela missão da sonda New Horizons afirmaram hoje que segundo os dados de navegação mais recentes, não será necessária qualquer correcção de trajectória durante o ano de 2013. Assim, a sonda encontra-se no bom caminho para chegar a Plutão no dia 14 de Julho de 2015. A New Horizons foi lançada a 19 de Janeiro de 2006 a partir do Cabo Canaveral.

Órbita da ISS corrigida No dia 17 de Janeiro de 2013 procedeu-se à correcção dos parâmetros orbitais da estação espacial internacional. A manobra foi levada a cabo utilizando os motores do veículo de carga Progress M-17M que se encontra acoplado ao módulo de serviço Zvezda. Segundo os dados fornecidos pelos serviços de balística do Centro de Controlo de Voo de Korolev, TsUP, a manobra foi realizada às 0215UTC e teve uma duração de 233 segundos. Em resultado desta manobra a variação na velocidade da ISS foi de 0,46 m/s e a altitude média da orbita foi elevada para os 411 km. Os parâmetros orbitais após a manobra são os seguintes: apogeu 432,18 km, perigeu 401,9 km, inclinação orbital 51,67º e período orbital 92,73 minutos. O objectivo da manobra foi colocar a ISS numa órbita que no futuro a levará ao encontro com o veículo de carga Progress M-18M cujo lançamento está previsto para as 1441:47UTC do dia 11 de Fevereiro de 2013.

NASA irá testar módulo da Bigelow Em 2015 a NASA irá acrescentar um novo elemento à estação espacial internacional com o objectivo de testar a tecnologia de expansão do espaço habitável na estação. A agência espacial norte-americana atribuiu um contrato à empresa Bigelow Aerospace para o fornecimento do Bigelow Expandable Activity Module (BEAM) para uma missão de demonstração que terá uma duração de dois anos. A missão é financiada pelo programa Advanced Exploration Systems da NASA. O BEAM será lançado a bordo da oitava missão logística da SpaceX e após a sua chegada à ISS, os astronautas irão utilizar o sistema de manipulação robótica da estação para instalar o módulo na parte posterior do módulo Tranquility. Após o BEAM ter sido ancorado no Tranquility, a tripulação irá activar o sistema de pressurização para expandir a sua estrutura utilizando ar armazenado no BEAM.

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Durante o período de testes a tripulação e os controladores no solo irão obter dados acerca do módulo, incluindo a sua integridade estrutural e nível de vazamento de ar. Um conjunto de instrumentos no próprio módulo irão também fornecer dados importantes sobre a sua resposta ao ambiente espacial, incluindo alterações dos níveis de radiação e de temperatura em comparação com os habituais módulos de alumínio. Os astronautas irão entrar no módulo de forma periódica para realizarem inspecções e obterem dados sobre a sua performance. Após o período de testes o módulo será descartado e deverá ser destruído na reentrada atmosférica.

Irá a China aceitar os erros do Brasil? Para 2013 a China prevê o lançamento de 16 missões orbitais para colocar em órbita mais de duas dezenas de satélites. Entre estes satélites supostamente encontra-se o CBERS-3 (China-Brazil Earth Resources Satellite-3) cujo lançamento estava originalmente previsto para ter lugar entre 20 de Novembro e 10 de Dezembro de 2012. O lançamento do CBERS-3 iria marcar o início da segunda geração destes satélites após o lançamento do CBERS-1 a 14 de Outubro de 1999, do CBERS-2 a 11 de Outubro de 2003 e o CBERS-2B a 19 de Setembro de 2007. Um segundo satélite da segunda geração, o CBERS-4, tem o seu lançamento previsto para 2014. No entanto, o lançamento do CBERS-3 foi adiado devido a problemas encontrados em conversores DC/DC de origem norte-americana. Curiosamente, vários problemas com estes conversores haviam já sido reportados em satélites lançados anteriormente por outras nações, no entanto parece que as autoridades espaciais brasileiras nada fizeram em relação a este problema, deixando este erro se propagar por todo o projecto, o que levou ao seu inevitável adiamento quando o satélite foi testado já na China. Segundo a Agência Espacial Brasileira, o lançamento do CBERS-3 é um dos seus principais objectivos para o ano de 2013. Os conversores DC/DC problemáticos terão sido substituídos por dispositivos de fabrico brasileiro que serão integrados no satélite. Segundo o Blogue Brazilian Space, que cita vários especialistas, "não é prudente lançar esse satélite sem testar adequadamente os novos equipamentos que serão instalados no mesmo, e na visão deles todo processo (testes, integração e lançamento) deveria levar com segurança em média de um ano e meio a dois anos. Assim sendo, lançá-lo em 2013 seria muito arriscado e só se justificaria por pressão política irresponsável." De facto, e perante tal cenário, é legítimo questionar se a China pretende aceitar novos erros no desenvolvimento do projecto do CBERS-3 e do CBERS-4, que certamente verá o seu lançamento adiado. Nos últimos anos, a China tem-nos habituado a uma excelência na sua tecnologia espacial e nos seus feitos espaciais que numa altura destas não se coaduna com a aparente trapalhada que tem sido o desenvolvimento do CBERS-3. Fugindo de uma febre de lançamento, as autoridades espaciais chinesas certamente que preferirão adiar o lançamento do CBERS-3, a terem no futuro de justificar a falha de um satélite resultante de uma cooperação internacional que deu valorosos frutos no passado, e falha essa que certamente poderá vir a resultar da vontade de colocar em órbita custe o que custar um satélite condenado antes do seu lançamento, deitando-se assim a perder milhares de fundos.

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Rússia testa com sucesso motor NK-33A A empresa OAO Kuznetsov levou a cabo com sucesso um teste de aceitação do motor NK-33A que será utilizado no novo foguetão Soyuz-2-1V. Durante o ensaio, ficou provada a fiabildade do motor que realizou uma queima de duração completa simulando o lançamento. Ficou também provada a eficiência do combustível. Imagem: Samaratoday.ru

Rússia retomará exploração lunar em 2015 A Rússia irá enviar uma sonda para a superfície lunar em 2015, retomando assim o seu programa de exploração do nosso satélite artificial. A Luna-25 deverá ser lançada desde o Cosmódromo de Vostochniy por um foguetão 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat. A sonda irá ser composta por um módulo orbital e um módulo de descida que irá alunar e enviar informações acerca de amostras que obtenha da superfície. O Primeiro-ministro Dmitry Medvedev aprovou no passado mês de Dezembro um plano para gastar 2,1 triliões de rublos no desenvolvimento da indústria espacial entre 2013 e 2020, em projectos para a exploração lunar e de Marte, além de outros. A imagem mostra o projecto da Luna-Glob em 2010. Imagem: IKI / NPO Lavochkhin

Futuros membros das tripulações da ISS A NASA e os seus parceiros internacionais no programa da estação espacial internacional, anunciaram os nomos de vários futuros membros que farão parte das tripulações a bordo da ISS. Estas nomeações incluem os astronautas da NASA Steve Swanson, Reid Wiseman, Barry Wilmore e Terry Virts. Steve Swanson, juntamente com dois cosmonautas russos, irá se juntar à Expedição 39 que na altura estará já em progresso a bordo da ISS. Esta expedição terá início em Março de 2014. A bordo da ISS estarão também Koichi Wakata (que será o Comandante), Richard Mastracchio e Mikhail Tyurin. Swanson deverá ser lançado em Abril de 2014 juntamente com os cosmonautas russos Alexander Skvortsov e Oleg Artemyev. A Expedição 40 terá início em Maio de 2014 com a segunda metade da tripulação a ser lançada em Junho de 2014. Esta expedição será composta por Steve Swanson (Comandante), Alexander Skvortsov, Oleg Artemyev, Reid Wiseman, Maxim Surayev e Alexander Gerst. A Expedição 41 terá início em Setembro de 2014 e a restante tripulação será lançada em Outubro de 2014, sendo a tripulação composta por Maxim Surayev (Comandante), Reid Wiseman, Alexander Gerst, Barry Wilmore, Yelena Serova e Alexander Samokutyayev. A Expedição 42 terá início em Novembro de 2014 e será composta por Barry Wilmore (Comandante), Yelena Serova, Alexander Samokutyayev, Terry Virts, Samantha Cristoforetti e um outro cosmonauta russo ainda a designar. Virts, Cristoforetti e um cosmonauta russo serão lançadosem Dezembro de 2014. Para informações biográficas podem visitar http://www.jsc.nasa.gov/bios e para mais informações sobre a estação espacial internacional podem visitar http://www.nasa.gov/station.

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Acesso autónomo ao espaço – onde o Brasil quer chegar1,2 Por André Mileski3 Das chamadas potências emergentes, conhecidas pela sigla BRIC, criada em 2003 pelo economista Jim O’Neill, do banco de investimentos norte-americano Goldman Sachs, o Brasil é, actualmente, o único país a não contar com acesso autónomo ao espaço. A Rússia, pioneira, então União Soviética, alcançou este feito em 1957. A China, em 1970, e a Índia, em 1980. Hoje, estes países não só atendem suas demandas internas, como comercializam serviços de lançamento no mercado internacional e mesmo detêm capacidade madura ou em processo de desenvolvimento para missões espaciais tripuladas. Muito embora o Brasil ainda não possa fazer isso, o interesse em contar com acesso autónomo, no entanto, não é uma novidade. Desde 1979, com a criação da Missão Espacial Completa Brasileira (MECB), com iniciativas nas áreas de satélites, infra-estrutura terrestre e lançadores, o País vem buscando este acesso, por meio do programa do Veículo Lançador de Satélites, o VLS-1. A partir de 1994, com a criação da Agência Espacial Brasileira (AEB) e do Programa Nacional de Actividades Espaciais (PNAE), actualizado de tempos em tempos, o segmento de lançadores sempre constou dos planos espaciais nacionais. Em 2005, o Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), vinculado ao Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA), do Comando da Aeronáutica, lançou o Programa Cruzeiro do Sul que, num horizonte de 17 anos, visava desenvolver uma família de lançadores de satélites apta a atender as necessidades do seu programa espacial e algumas missões internacionais. Assim, previa-se o desenvolvimento de cinco lançadores de classes distintas (ver box). Dentro do programa espacial, o Cruzeiro do Sul é visto como conceitual e serve como directrizes para iniciativas em desenvolvimento ou discussão. Propostas para o desenvolvimento dos VLS-Alfa e Beta, possivelmente em regime de cooperação internacional, foram apresentadas à AEB e estão em análise, estando os conceitos do VLS-Gama, VLS-Delta e VLS-Epsilon em rediscussão, uma vez que apresentam baixa demanda (caso do Gama e Epsilon) ou concorrem com outras iniciativas nacionais (Delta). Programa Cruzeiro do Sul - VLS-Alfa, concebido para atender o segmento de cargas úteis na faixa de 200-400 kg destinados a órbitas equatoriais baixas - VLS-Beta, capaz de atender missões de até 800 kg para órbita equatorial a 800 km de altitude - VLS-Gama, destinado a missões de cargas úteis de cerca de 1.000 kg em órbitas heliossíncronas e polares - VLS-Delta, focado em missões geoestacionárias, com capacidade de colocação de cargas de cerca de 2.000 kg em órbitas de transferência geoestacionária; e - VLS-Epsilon, para cargas úteis geoestacionárias de maior porte, de cerca de 4.000 kg ovos impulsos A edição da Estratégia Nacional de Defesa, em Dezembro de 2008, apontou o sector espacial, ao lado do nuclear e cibernético, como um dos seus pilares decisivos. O documento, que serve como directriz para todo o processo de transformação e actualização das Forças Armadas, indica a necessidade “do desenvolvimento de veículos lançadores de satélites e sistemas de solo para garantir acesso ao espaço em órbitas baixa e geoestacionária”, em processo coordenado pela AEB, do Ministério da Ciência, Tecnologia e Inovação. Desde então, iniciativas já em andamento, como o programa VLS, a parceria com a Ucrânia na Alcântara Cyclone Space, e outras novas, como o Veículo Lançador de Microssatélites (VLM) e propostas de cooperação em lançadores de maior porte passaram a ter um maior destaque nos planos do governo. O VLS Ao longo de mais de 40 anos, em meio a severas restrições orçamentárias e embargos internacionais, foram três tentativas de lançamento do VLS; em 1997, 1999 e 2003, todas mal sucedidas. Com a tragédia de 2003, que vitimou 21 especialistas do IAE, o programa sofreu um duro golpe, resultando em atraso de vários anos. Apesar do golpe, o projecto continuou e passou por uma revisão crítica que contou, inclusive, com a participação de técnicos da Rússia. 1

Originalmente publicado na revista “Tecnologia & Defesa” nº 131, Dezembro de 2012. Imagens IAE/DCTA. 3 Editor do blogue ‘Panorama Espacial’ http://panoramaespacial.blogspot.pt/ 2

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Recentemente, com uma retomada mais clara do Programa Espacial Brasileiro, caracterizada principalmente pela destinação de mais recursos orçamentários, passou a haver mais destaque, com cronogramas claros de retomada. Ensaios de diversos subsistemas do lançador, contratados junto à indústria nacional, são frequentemente realizados nas instalações do IAE em São José dos Campos (SP). Hoje, planeja-se a realização de duas missões tecnológicas, denominadas XVT-1 (VSISNAV) e XVT-2, e uma do lançador completo, com todos os seus estágios, a VO4. O primeiro voo, previsto para ocorrer em 2013, seria constituído de um foguete com o primeiro e segundo estágios activos, ocasião em que também se pretende testar o sistema de navegação SISNAV. Espera-se que um segundo voo, mais completo, ocorra no ano seguinte, o que depende do repasse de recursos financeiros pela AEB, segundo revelou à T&D o brigadeiro Carlos Kasemodel, diretor do IAE, em entrevista concedida no final de Julho. Em Junho e Julho de 2012, foi realizada no Centro de Lançamento de Alcântara (CLA), no Maranhão, a Operação Salina, período de 26 dias em que foram ensaiados e simulados diversos sistemas da Torre Móvel de Integração (TMI), concluída no final de 2011, visando a verificação da integração física, eléctrica e lógica do VLS-1 com a nova torre. Pouco conhecida para o público em geral, a cooperação entre a agência espacial da Alemanha (DLR) e o IAE completou quatro décadas. Marcada por muitos sucessos e missões conjuntas envolvendo foguetes de sondagem, a actuação dos dois países deve alcançar um novo marco com o Veículo Lançador de Microssatélites (VLM-1), que entrou em fase de projecto em 2012, após um período de estudos de concepção. Apesar de ser um veículo orbital, a primeira missão prevista para o VLM-1 não será de satelitização, mas sim a realização do experimento SHEFEX 3 (Sharp Edge Flight Experiment), que objectiva testar o comportamento de novos materiais e protecção térmica necessários para se dominar a tecnologia de voos hipersónicos e de veículos lançadores reutilizáveis, previsto para 2015 ou 2016. Além da participação de 25% nos custos de desenvolvimento, estimados em R$100 milhões, os alemães estão envolvidos em áreas como engenharia de sistemas, sistemas de controle e actuadores. Em sua configuração inicial, o VLM-1 será um foguete de três estágios de propolentes sólidos, sendo os dois primeiros com o motor S50, o maior já desenvolvido e a ser construído no Brasil até hoje; e, o último, o propulsor S44, já qualificado em voo pelo foguete de sondagem VS-40. O S50, que tem 1,45 metro de diâmetro, 5 metros de comprimento e cerca de 12 toneladas de propolente, está sendo desenvolvido pelo IAE, em parceria com os alemães.

O VLM-1 terá capacidade de lançar cargas úteis de até 200 kg em órbita equatorial a 300 km de altitude, ou 180 kg para órbitas inclinadas, em missões científica, tecnológicas ou de observação terrestre. Em sua concepção, baseada no equilíbrio entre fiabilidade

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e custo, trabalha-se com o objectivo de se criar diferentes versões, mantendo-se os dois primeiros estágios e modificando o terceiro. Dessa forma, com um motor mais potente no terceiro estágio, sua performance poderia ser aprimorada, tornando-o apto a lançar satélites de até 350 kg a 300 km de altitude, em órbita equatorial, ou 150 kg com inclinação de 98 graus a uma altitude de 600 km. Nos planos do IAE, também é considerada a criação de uma versão com um último estágio de propulsão líquida, o que possibilitaria uma maior precisão para a inserção de satélites em órbita, em razão da possibilidade de reignições durante o voo. Esta versão, aliás, é vista como crucial para atender um dos objectivos do projecto, que seria o de atender a um nicho pouco explorado no mercado de lançamentos. Outro aspecto que deve ser atendido é o de política industrial. Nos últimos anos, o IAE tem dedicado especial atenção à transferência de projectos para o sector industrial espacial, e com o VLM-1 não deve ser diferente. A participação ocorre desde a concepção, passando pelo desenvolvimento e culminando na produção. De fato, a CENIC, de São José dos Campos, já actua no projecto do envelope-motor S50, feito em fibra de carbono, e há expectativa de que o Instituto contrate no futuro outras empresas para atuar no carregamento de propolente e redes eléctricas, dentre outros subsistemas. Propulsão líquida Paralelamente ao VLS e VLM-1, o IAE também promove iniciativas num domínio considerado essencial para a autonomia brasileira em veículos lançadores: propulsão líquida, bastante apreciada por possibilitar colocações mais precisas de cargas úteis em órbita. Alguns projectos de motores-foguetes líquidos estão em desenvolvimento pelo IAE, como o L5, L15 e L75, de diferentes portes. O L75, o maior deles, busca o modelo de engenharia de um motor foguete a propolente líquido, usando o par propolente oxigénio líquido e querosene, pressurizados por turbo bomba, capaz de gerar 75 KN de impulso no vácuo. É destinado a veículos lançadores de satélites, uma vez que seu controle do impulso e do tempo de queima possibilita a colocação em órbita de satélites com precisão. Ao longo de 2012, vários projectos relacionados ao L75 avançaram, como o seu plano mecânico detalhado, fabricação, plano mecânico dos modelos de engenharia e elaboração dos procedimentos de montagem, inspecção e teste. Para os próximos anos, as etapas serão o desenvolvimento da câmara de combustão, do turbo bomba e das válvulas reguladoras, e a construção de novo banco de testes para ensaios das bombas. Além dos motores propriamente ditos, o IAE também desenvolve, em conjunto com a Orbital Engenharia, o Sistema de Alimentação Motor-Foguete (SAMF), que teve alguns protótipos construídos e encontram-se em ensaios de qualificação nas instalações do IAE. A finalização do SAMF é tida como essencial para a realização de testes em voo de propulsores líquidos, pois controla a alimentação do motor foguete a propolente líquido, alimentando-o com propolente nas pressões e vazões necessárias para o seu coreto funcionamento. ACS As iniciativas brasileiras em matéria de acesso ao espaço não se restringem apenas a projectos de desenvolvimento tecnológico. A Alcântara Cyclone Space (ACS), uma binacional constituída pelos governos do Brasil e da Ucrânia, tem planos de operar o lançador ucraniano Cyclone 4 a partir do CLA, com objectivos inicialmente comerciais, mas que hoje também apontam para um carácter mais estratégico, buscando atender algumas necessidades do Programa Espacial Brasileiro. A cooperação espacial entre o Brasil e a Ucrânia em serviços de lançamento tem origens no final da década de 1990. Mas, apenas em 2003, com a assinatura do Tratado sobre Cooperação de Longo Prazo na Utilização do Veículo de Lançamento Cyclone 4 no CLA, se tornou mais concreta. Três anos depois, foi criada a ACS com a finalidade de viabilizar o projecto, administrar o complexo de lançamento e explorá-lo comercialmente. Desde então, centenas de milhões de reais oriundos dos países sócios foram investidos, com obras de toda a infra-estrutura terrestre no CLA, assim como o desenvolvimento do lançador na Ucrânia, em andamento. Num primeiro momento, o acordo que deu origem à ACS não tem carácter de transferência de tecnologia, mesmo que, ao menos do lado ucraniano, pareça haver disposição para a ampliação do escopo da cooperação para isso. Apesar de não haver envolvimento brasileiro no Cyclone 4, capaz de colocar cargas úteis de até 5.500 kg em órbita baixa a 700 km de altitude e 1.700 kg em órbita de transferência geoestacionária, este engenho teve algum impacto nos planos nacionais de lançadores. Hoje, não se considera o desenvolvimento do VLS-Delta, dentro do programa conceitual Cruzeiro do Sul, por se enquadrar na mesma classe que o foguete ucraniano. Mais parcerias? Entendido o carácter estratégico de ter acesso autónomo ao espaço, o governo brasileiro tem analisado com mais atenção iniciativas nesse campo, provavelmente em regime de cooperação internacional, de forma similar ao VLM-1, com a Alemanha, para atender as outras lacunas consideradas dentro do Cruzeiro do Sul, em particular os VLS Alfa e VLS Beta. Várias propostas já chegaram às mesas de muitos gabinetes, de São José dos Campos a Brasília (DF). Na visita oficial da comitiva brasileira liderada pela presidente Dilma Rousseff à França, em 11 de Dezembro de 2012, um dos tópicos em Ciência, Tecnologia e Inovação citados na declaração conjunta com o seu contraparte francês foi a possibilidade de se estender a cooperação espacial entre os dois países para “lançadores de satélites”, tema que deve ser discutido entre a AEB e a Agência Espacial Francesa (CNES), no início de 2013. Nos bastidores, são conhecidos os esforços franceses em ampliar a parceria

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estratégica no campo de defesa, particularmente em submarinos e helicópteros, com ampla transferência tecnológica, para a área espacial, especialmente satélites de comunicações, sensoriamento remoto e lançadores. Outro interessado é a Itália, que desde 2011 tem feito propostas por meio da Agência Espacial Italiana (ASI) e da empresa Avio, principal desenvolvedora do Vega, o mais importante passo dado por este país europeu na área de lançadores. Trata-se de um foguete de quatro estágios (os três primeiros de combustível sólido e o último líquido), com capacidade de inserir cargas úteis de até 1.500 kg em órbitas circulares a 700 km de altitude. Seu desenvolvimento tem como prime contractor a ELV (European Launch Vehicle), joint-venture da ASI com a Avio. O primeiro voo foi realizado com sucesso no início de 2012. Os italianos propuseram um lançador com todos os estágios de combustível sólido, com capacidade de satelitização de 1.500 kg a uma altitude de 1.500 km, baseado na tecnologia do Vega. De acordo com o divulgado, o custo seria inferior a R$1 bilhão, e seria realizado por meio da formação de uma joint-venture com empresas nacionais, num modelo similar ao apresentado pelos franceses. Há alguns anos, a Rússia era vista como parceira preferencial do Brasil em matéria de lançadores, especialmente por sua disposição em colaborar e fornecer itens críticos, como os sistemas inerciais dos primeiros protótipos do VLS-1. Grande parte do conhecimento adquirido pelo IAE na área de propulsão líquida o foi através de parcerias com institutos e centros de pesquisa russos, que treinaram e capacitaram dezenas de especialistas brasileiros. Em posição hoje mais enfraquecida, em razão da ampliação do leque de possibilidades em cooperação no campo de foguetes e por uma difícil negociação para a transferência tecnologia, a madura indústria espacial russa continua interessada em ampliar os acordos com o Brasil e é vista como opção.

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Lançamentos orbitais em Janeiro de 2013 Em Janeiro de 2013 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 7 satélites operacionais. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Janeiro de 2013 foram realizados 4914 lançamentos orbitais, 294 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 6,0% do total e a uma média de 5,3 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Janeiro no qual se verificam menos lançamentos orbitais e é no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (492 lançamentos que correspondem a 10,0% do total de lançamentos com uma média de 8,9 lançamentos). O total de lançamentos orbitais em 2013 corresponde a 0,08% do total de lançamento desde 1957.

18 16 14

13

88

7 55

3 4 2 00 101 1 0

4

9

8

5

10 10 9

10 7

5

6

5

5

6

5

4

5

5 2

2

1997

1992

1987

1982

1972

1967

1962

2

5

44

22 22

33

44 2

2012

666

88

9

2007

8

10

2002

7

9

1977

12 10 8 6

1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Janeiro desde 1957

Ano

120

119

112 118

127

140

110 114 120 106 109 106 125 128 124 124 106 105 123 121 127 129 121 103 110 116 101 116

Lançamentos orbitais entre 1957 e 2013 (Janeiro)

80 75

70

75 63 65 67 53 52

19

35

40

82

86 77 73

58 62 61

60

75 73

88

79

87 72

80

55

Lançamentos

89

95

100

2

4

8

14

20

2012

2007

2002

1997

1992

1987

1982

1977

1972

1967

1962

1957

0

Ano

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Rokot/Briz-KM regressa no primeiro lançamento orbital de 2013 Adiado devido aos problemas registados com o estágio superior Briz-M a quando do lançamento do satélite de comunicações Yamal-402 pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (5115656746-93534/99535) a 8 de Dezembro de 2012, o primeiro lançamento orbital de 2013 acabaria por ter lugar a 15 de Janeiro de 2012 com o foguetão Rokot/Briz-KM (4926391831/72518) a colocar em órbita três novos satélites Rodnik-S desde o Cosmódromo GIK-1 Plesetsk.

O foguetão 14A05 Rokot/Briz-KM Características gerais e descrição O foguetão 14A05 Rokot/Briz-KM é um lançador russo a três estágios de propulsão líquida totalmente operacional que é comercialmente disponibilizado pala empresa Eurockot Launch Servives para lançamentos para a órbita terrestre baixa. A Eurockot Launch Servives é uma empresa germano-russa que foi especificamente formada para oferecer comercialmente o foguetão Rokot/Briz-KM. Os lançamentos realizados foram do âmbito comercial são levados a cabo com veículos fornecidos pela GKNPTs Khrunichev. Este foguetão utiliza como os seus dois primeiros estágios o míssil balístico intercontinental RS-18 (SS-19 Stiletto). O RS-18, que foi originalmente desenvolvido como o míssil UR100N, foi desenhado entre 1964 e 1975. Mais de 360 RS-18 foram fabricados durante os anos 70 e 80. O RS-18 fornece assim os dois primeiros estágios, sendo o Briz-KM o terceiro estágio deste lançador. Este estágio está equipado com um motor capaz de múltiplas queimas e consome propolentes líquidos. O foguetão Rokot disponibilizado pela Eurockot é a versão comercial do lançador Rokot básico que foi lançado três vezes desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur. A versão comercial, o lançador Rokot com o estágio superior Briz-KM, é a única versão disponibilizada pela Eurockot. A unidade propulsora que fornece os dois primeiros estágios para p foguetão Rokot provém dos mísseis RS-18 existentes e são acomodados dentro dos sistemas de transporte / armazenamento existentes. O terceiro estágio que fornece a capacidade orbital contém um sistema de controlo / orientação moderno e autónomo que controla os três estágios. Capacidade de múltiplas ignições por parte do terceiro estágio permite a implementação de vários esquemas de injecção de cargas. Especificamente, o foguetão Rokot é composto por: a) uma unidade de propulsão RS-18 (fornecendo o primeiro e o segundo estágio); b) um sistema compósito superior. O sistema compósito superior é composto por: a) o estágio superior Briz-M; b) a carenagem; c) adaptador de carga ou sistema de carga múltipla; d) o veículo espacial.

O lançamento ocorre a partir do sistema de transporte / armazenamento erecto sobre o solo (os lançamentos a partir de silos são levados a cabo desde o mesmo contentor). O lançador encontra-se fisicamente apoiado num anel no fundo do contentor de lançamento. A ligação umbilical entre o lançador e o contentor de lançamento é separado mecanicamente no lançamento. Durante o lançamento, o foguetão é orientado por dois carris de guia no interior do contentor de lançamento. O contentor é utilizado uma única vez. O contentor protege a plataforma de lançamento dos escapes e chamas provenientes do motor, e garante que a temperatura correcta e níveis de humidade são mantidos dentro dos limites durante o armazenamento e operações.

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O primeiro estágio O primeiro estágio do foguetão Rokot tem um diâmetro externo de 2,5 metros e um comprimento de 17,2 metros. O corpo principal do estágio contém os tanques de N2O4 e UDMH separados por um anteparo comum. A pressurização dos tanques é conseguida ao se utilizar um sistema de gás quente. O sistema de propulsão é composto por quatro motores em suspensão cardan, de ciclo fechado e alimentados por turbo-bombas com a designação RD-0233/RD-0234. O primeiro estágio contém quatro retro-motores sólidos para a separação entre o primeiro e segundo estágios.

O segundo estágio O segundo estágio do foguetão Rokot tem um diâmetro externo de 2,5 metros e um comprimento de 3,9 metros. Contém um motor fixo de ciclo fechado alimentado a turbo-bomba designado RD-0235 e motores vernier RD-0236 para controlo direccional. A separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação ‘a quente’ devido ao facto de que os motores vernier são accionados mesmo antes da separação. Os gases da exaustão são divergidos por escotilhas especiais no primeiro estágio. Após a separação, o primeiro estágio é ‘travado’ por retro-foguetões, depois o motor do segundo estágio entra em ignição. Tal como o primeiro estágio, contém um anteparo comum e um sistema de pressurização a gás quente. Cada motor RD-0236 contém uma turbo-bomba e quão câmaras de combustão (cada uma pode ser direccionada numa direcção) O sistema compósito superior A figura em baixo mostra o sistema compósito superior do foguetão 15A35 Rokot que consiste no estágio Briz-M, carenagem, adaptador de carga e veículo espacial. O terceiro estágio Briz-M O estágio Briz-M que foi adoptado como a versão standard do terceiro estágio para a versão comercial do foguetão Rokot, deriva do estágio original Briz-M utilizado durante os três primeiros voos do Rokot. O estágio é composto por três compartimentos principais que incluem o compartimento de propulsão, o compartimento de equipamento (hermeticamente selado) e o compartimento interestágio. De forma a acomodar que satélites de maiores dimensões sejam acomodados e para reduzir as cargas dinâmicas, foram introduzidas alterações estruturais ao estágio Briz-K. A estrutura da secção de equipamento do estágio Briz-K original foi alargada e aplanada ao se fazer uma redistribuição do equipamento de controlo. O novo compartimento de equipamento pode também actuar como um sistema de carga múltipla permitindo assim que vários satélites sejam colocados em órbita no mesmo lançamento. Adicionalmente, o compartimento foi reforçado com a introdução de novas paredes de reforço para proporcionar uma rigidez estrutural adequada. Além disso, o estágio superior Briz-KM já não se encontra fixo ao lançador na sua base mas encontra-se suspenso no interior do compartimento de transição alongado. Este compartimento é uma estrutura de suporte que fornece uma interface mecânica na unidade de propulsão e acomoda o sistema de separação do Briz-KM. Consequentemente, a carenagem está agora fixada directamente ao compartimento de equipamento. Podem assim ser acomodadas uma grande variedade de configurações de carga, variando de lançamentos de um único satélite a vários veículos, posicionados num único nível ou em dois ou mais níveis utilizando um sistema de transporte indicado.

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O compartimentou de equipamento do Briz-KM contém: •

Um sistema de telemetria incluindo transmissores e antenas. O Briz-KM também contém gravadores para uma capacidade de arquivo e transmissão de telemetria.

Sistemas de orientação, navegação e controlo para todos os estágios de voo e manobras antes e após a separação da carga. Contém um sistema de orientação inercial baseado numa giro-plataforma de três eixos num computador de bordo. O Sistema de Controlo possuí três canais independentes com votação por maioria e é totalmente autónomo em relação em controlo no solo.

Sistema de detecção com antenas de recepção / transmissão.

O Briz-KM pode também ser equipado com até três baterias Ag/Zn que podem fornecer tanto o Briz-KM como os sistemas das cargas. O compartimento de propulsão consiste no compartimento de combustível e motores de propulsão incluindo o equipamento associado. O compartimento de propulsão do Briz-KM incluindo os tanques de combustível e os sistemas de propulsão foi obtido sem qualquer alteração a partir da configuração do Briz-K. Os tanques de combustível consistem num tanque de combustível de baixa pressão (UDMH) e um tanque de oxidante (N2O4) separados por um anteparo comum. O tanque inferior de oxidante rodeia do motor principal de 20 kN. Cada tanque contém equipamento tal como deflectores, condutas de alimentação e dispositivos de controlo de ulagem para facilitar as reignições do motor principal durante as fases de imponderabilidade. Os sistemas de propulsão do Briz-KM incluem um motor principal, motores vernier e de controlo de atitude que estão localizados na base do compartimento de propulsão juntamente com condutas de alimentação e tanques esféricos de azoto. Os 12 motores de controlo de atitude de 16 N controlam as manobras do Briz-KM. Os quatro motores vernier de 400 N que estão localizados na base do Briz-KM são utilizados para a colocação do propolente antes da reignição do estágio e para manobras orbitais. O motor principal de 20 kN fornece o maior impulso para se atingir a órbita final. As características e extensa herança de voo de todos estes motores estão assinaladas nas duas tabelas ao lado. Sem combustível o estágio Briz-KM tem uma massa de 1.600 kg. A massa total do oxidante (N2O4) é de 3.300 kg, enquanto que a massa de combustível (UDMH) é de 1.665 kg. A carenagem A carenagem utilizada no Rokot foi especialmente desenhada para a versão comercial do lançador e tem por base a tecnologia utilizada noutros programas da empresa Khrunichev. A carenagem é montada no topo da secção de equipamento do terceiro estágio. A separação da carenagem e a sua ejecção são conseguidas através de mecanismos de separação que seguram as suas duas metades ao longo de uma linha vertical através de um sistema pirotécnico localizado no nariz da carenagem. Imediatamente após este evento, vários piro-parafusos na linha de separação horizontal da carenagem são accionados e as duas metades são então libertadas para serem separadas por meio de molas. As duas metades rodam em ganchos localizados nas bases e são subsequentemente ejectadas. O desenho conceptual é baseado no desenho da carenagem utilizada nos foguetões 8K82KM Proton-M comerciais. A carenagem é fabricada a partir de uma fina camada de compósito de fibra de carbono com uma estrutura em favos de mel em alumínio. A Khrunichev tem vindo a utilizar a fibra de carbono para as carenagens desde 1985. São especialmente úteis para a absorção de ruído acústico. O sistema de separação da carenagem tem uma excelente herança no seu desenho. Os seus mecanismos têm sido extensivamente testados no solo e utilizados em vários programas. O contentor de transporte e lançamento O contentor de transporte e lançamento (CTL) fornece as seguintes funções de armazenamento da unidade de propulsão em condições climáticas controláveis; transporte da unidade de propulsão (primeiro e segundo estágio); erecção do lançador na plataforma de lançamento; preparação pré-lançamento do lançador e protecção ambiental; e lançamento. Por seu lado, o CTL

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consiste de: um contentor cilíndrico; uma extensão para o terceiro estágio / carga; guias internos; e sistemas para abastecimento, pressurização; controlo térmico e apoio eléctrico. Qualificação do Rokot e historial de voo O sistema de lançamento Rokot tem a longa história de voos com um registo excelente. Para manter esse registo impressionante, que inclui um registo de 80 lançamentos desde 1983 sem qualquer falha para o lançador Rokot (RS18), a Eurockot manteve propositadamente o maior número possível de características na sua versão comercial em relação à versão militar. A versão original, o Rokot-K (com o estágio Briz-K) foi lançada com sucesso três vezes a partir de um silo desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur. No entanto, esta versão não podia servir o mercado anunciado pela Eurockot para as inclinações altas ou polares. Além do mais, a configuração do Rokot-K não permitia o lançamento de grandes cargas para orbitas terrestres baixas. Assim, para proporcionar operações comerciais do lançador Rokot para o mercado referido, a Eurockot procedeu a modificações ao lançador Rokot-K e abriu uma nova base de lançamento no Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. Para manter a herança do Rokot-K e do RS-18 lançado desde silos e de contentores móveis, é utilizado um sistema idêntico para lançamentos acima do solo em Plesetsk. De forma similar, não se procederam a grandes modificações nos sistemas aviónicos / controlo para o sistema Rokot/Briz-KM. Somente foram levadas a cabo alterações estruturais ao sistema compósito superior. Todas as modificações foram submetidas a um extensivo programa de qualificação antes dos primeiros lançamentos. Os primeiros lançamentos do Rokot tiveram lugar com a configuração Rokot-K e foram lançados com uma pequena carenagem desde um silo no Cosmódromo GIK-5 Baikonur. Os dois primeiros lançamentos tiveram lugar a 20 de Novembro de 1990 e 20 de Dezembro de 1991. Durante estes voos foram levadas a cabo experiências geofísicas. Nestes voos, após o final da queima dos dois estágios, foi levada a cabo com sucesso a separação do estágio superior Briz, realizando-se um voo suborbital controlado e estabilizado, atingindo-se uma altitude máxima de 900 km a uma inclinação de 65º. Foi nesta fase do voo que foram levadas a cabo as experiências. Várias reignições do motor principal do estágio superior foram levadas a cabo nestes voos. Os primeiros lançamentos permitiram o ensaio da eficiência de todos os sistemas e equipamentos do veículo de lançamento, estimando-se a performance da dinâmica do estágio superior em condições de ausência de peso durante as múltiplas reignições da unidade de propulsão, e procedeu-se á aquisição de dados a nível de choques, cargas vibracionais e acústicas. O terceiro lançamento do Rokot foi levado a cabo com sucesso a 26 de Dezembro de 1994. Em resultado deste lançamento o satélite de radioamador Rádio-ROSTO com uma massa de cerca de 100 kg foi colocado numa órbita circular baixa com uma altitude de 1.900 km e uma inclinação de 65º. Várias reignições do estágio superior também foram levadas a cabo neste voo. Os cinco lançamentos seguintes foram levados a cabo sob os auspícios da Eurockot, usando a versão comercial Rokot/Briz-KM e foram todos bem sucedidos. Os lançamentos foram levados a cabo desde a plataforma da Eurockot em Plesetsk. O primeiro lançamento a ser levado a cabo sob a gestão da Eurockot foi o Commercial Demonstration Flight (CDF) que colocou em órbita dois satélites simulados, o SIMSAT-1 e o SIMSAT-2. Esta missão CDF permitiu que a Eurockot atingisse os objectivos de: alcance da prontidão operacional das operações comerciais em Plesetsk; verificação em voo da configuração Rokot/Briz-KM; injecção orbital de dois satélites simulados (SIMSAT-1 e SIMSAT-2) numa órbita com uma altitude de 547 km e uma inclinação de 86,4º; teste e verificação das instalações técnicas, plataforma de lançamento, sistema de abastecimento, operações, equipamento de suporte eléctrico no solo, e sistema de medição de dados, registo e processamento; medição e avaliação do ambiente da carga durante o voo e confirmação dos dados existentes no Guia do Usuário; e demonstração da fiabilidade inerente dos sistemas do veículo lançador Rokot. Revalidação dos mísseis RS-18 utilizados pala Eurockot As unidades de propulsão RS-18 utilizadas pela Eurockot para o foguetão lançador Rokot são mísseis balísticos intercontinentais que foram atribuídos para a Eurockot pelo governo russo. Os RS-18 recebidos pela Khrunichev são submetidos a um programa de revalidação antes de serem utilizados como lançador espaciais. De forma geral este procedimento envolve: •

Após a retirada do combustível, os RS-18 são removidos dos seus silos para armazenamento;

Os RS-18 são armazenados em condições climática controladas num estado inactivo no interior dos seus contentores de transporte até ao início dos preparativos para o lançamento (a atmosfera no interior dos contentores é climaticamente controlada utilizando-se azoto seco);

Verificações constantes de controlo de qualidade dos RS-18 através de programas regulares de testes que envolve a sujeição de partes a testes de voo, testes dos motores «a quente» e análise física destrutiva incluindo testes metalúrgicos, bem como testes funcionais das unidades de propulsão armazenadas.

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Lançamento 2005-032 2005-F03 2006-031

Data 26-Ago-05 8-Out-05 28-Jul-06

Hora (UTC) 18:34:41,200 15:02:14,145 07:05:43,043

Veículo 6307823115/72507 4925882030/72508 4925882032/72504

2008-025

23-Mai-08

18:20:09,000

5113922114/72509

2009-013

17-Mar-09

14:21:13,776

???

2009-036

6-Jul-09

01:26:34,00

4921791573/72510

2009-059

2-ov-09

01:50:51,014

4925882033/72513

2010-023

2-Jun-10

01:59:15

5111992007П/72516

2010-043

8-Set-10

03:30:18

6309793567/72514

2011-005

1-Fev-11

14:00:14

6309793568/72517

2012-041

28-Jul-12

01:35:33,981

4926391835/72515

2013-001

15-Jan-13

16:24:59

4926391831/72518

Carga Monitor-E (28822 2005-032A) CryoSat-1 (Earth Explorer-1) KOMPSat-2 'Arirang-2' (29268 2006-031A) Yubileyniy (32953 2008-025A) Cosmos 2437 (32954 2008-025B) Cosmos 2438 (32955 2008-025C) Cosmos 2439 (32956 2008-025D) GOCE (34602 2009-013A) Cosmos 2451 (35498 2009-036A) Cosmos 2452 (35499 2009-036B) Cosmos 2453 (35500 2009-036C) SMOS (36036 2009-059A) PROBA-2 (36037 2009-059B) SERVIS-2 (36588 2010-023A) Gonets-M n.º 12L (37152 2010-043A) Cosmos 2467 (37153 2010-043B) Cosmos 2468 (37154 2010-043C) Cosmos 2470 'GEO-IK-2 n.º 11L' (37362 2011-005A) Cosmos 2481 (38733 2012-041A) Gonets-M n.º 13L (38734 2012-041B) Gonets-M n.º 14L (38735 2012-041C) MiR (38736 2012-041D) Cosmos 2482 (39057 2013-001A) Cosmos 2483 (39058 2013-001B) Cosmos 2484 (39059 2013-001C)

Os satélites Rodnik-S Também designados Strela-3M, os satélites Rodnik-S (14Ф132 – 14F132) são uma versão melhorada dos satélites de comunicações militares Strela-3. Estes satélites têm a capacidade de gravar transmissões recebidas e de as retransmitir para qualquer estação de recepção localizada por debaixo da sua órbita. Os satélites operacionais são colocados em constelações de doze satélites localizados em dois planos orbitais (seis satélites por plano). Cada satélite está equipado com um único canal simultâneo terra-satélite e satélite-terra. A bordo faz-se o armazenamento de 12 Mbites de dados com um fluxo de transmissão de 2,4 kbit/s. O controlo de atitude do satélite é conseguido através da estabilização por gradiente de gravidade. O satélite é alimentado por um sistema de fornecimento de energia através de células solares e baterias de níquel – hidrogénio, fornecendo 40 W de energia para a instrumentação que é desenhada com um tempo de vida útil de dois anos. Na sua variante comercial (Gonets) os satélites são capazes de armazenar e transmitir informações em 2 a 3 canais nas bandas de 2.004 MHz a 400 MHz com uma potência de 10 W. Os fluxos de transmissão disponíveis incluem os 2,4 kbit/s, 9,6 kbit/s e 64 kbit/s com uma capacidade de armazenamento a bordo de 8Mbytes. O terminal portátil é semelhante a um telemóvel e pesa entre os 1 kg e os 3 kg. Os satélites Gonets encontravam-se em órbitas com uma altitude média de 1.350 km com uma inclinação de 82,5º, similares aos satélites Strela-3, mas distribuídos em seis planos orbitais com um número total de 36 veículos. A infra-estrutura

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garante um tempo médio de comunicação de 20 minutos com uma probabilidade de mais de 80%. O primeiro satélite Gonets-M foi colocado em órbita a 21 de Dezembro de 20054 por um foguetão 11K65M Kosmos-3M. Os satélites 17F13 Strela-3, também construídos pela Reshetnev, consistem na segunda geração de satélite de comunicações estratégicas militares cujo desenvolvimento foi iniciado em 1973 para substituir os satélites 11F625 Strela-1M e 11F610 Strela-2M. Mais pesados do que os satélites Strela-1M, os Strela-3 eram inicialmente lançados em conjuntos de seis veículos por foguetões 11K68 Tsyklon-3. Uma constelação operacional consiste em doze satélites em dois planos orbitais distanciados 90º. Com uma forma cilíndrica tendo uma massa de 225 kg, uma altura de 1,50 metros e diâmetro de 1,00 metros, os satélites são estabilizados por gradiente de gravidade que consiste num mastro que se coloca em posição em órbita para assim proporcionar uma estabilização passiva. Cada satélite está equipado com um único canal simultâneo terra-satélite e satélite-terra. A bordo faz-se o armazenamento de 12 Mbites de dados com um fluxo de transmissão de 2,4 kbit/s. A empresa NII-TP era responsável pela carga de comunicações a bordo. Os primeiros satélites foram colocados em órbita a 15 de Janeiro de 19855 e o sistema foi aceite para serviço militar em 1990. Em 1992 os Strela-3 substituíam os satélites os satélites Strela-1M e em 1994 substituíam os satélites Strela-2M. Devido à retirada de serviço dos foguetões 11K68 Tsyklon-3, os satélites Strela-3 começaram a ser colocados em órbita por foguetões 11K65M Kosmos3M a partir de 2002, lançando dois satélites em cada missão. A partir de 2008 começaram a ser utilizados foguetões Rokot/Briz-KM. Os satélites Rodnik, também construídos pela Reshetnev, constituem versões melhoradas dos satélites Strela-3. Os satélites Rodnik surgem como um melhoramento dos satélites 17F13 Strela-3 que representam a segunda geração de satélites militares de comunicações e que foram inicialmente desenvolvidos para o GRU (Glavnoye Razvedovatelnoye Upravlenie), o directorado de inteligência militar das forças militares soviéticas. Os satélites recebem as comunicações por parte do emissor no solo, gravam a informação a bordo e transmitem essa informação quando passam sobre o receptor.

Lançamento O lançamento desta missão estava inicialmente previsto para ter lugar a 17 de Agosto, sendo posteriormente adiado por razões técnicas não especificadas para 24 de Agosto, 14 de Setembro, 29 de Novembro e 7 de Dezembro. Nesta altura, o sistema de controlo do estágio superior Briz-KM apresentou vários problemas, o que obrigou a um novo adiamento para 16 de Janeiro de 2013. O lançamento seria novamente ameaçado devido aos problemas registados com o estágio superior Briz-M a quando do lançamento do satélite de comunicações Yamal-402 pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (5115656746-93534/99535) a 8 de Dezembro de 2012. No entanto, e após se ter determinado não haver qualquer situação que impedisse o lançamento da missão, o lançamento pôde prosseguir. O lançamento acabaria por ter lugar às 1624:59UTC do dia 15 de Janeiro de 2013 com o foguetão 14А05 Rokot/Briz-KM (4926391831/72518) a ser lançado desde o Complexo de Lançamento LC133/3 (Plataforma de Lançamento 3 do Complexo de Lançamento 133) do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. A separação do estágio Briz-KM (72518) com os três satélites Rodnik-S ocorreu às 1630UTC. O conjunto iria executar uma série de manobras orbitais antes da separação sequencial dos três satélites que teria lugar às 1809UTC. Apesar da missão ter sido levada a cabo como previsto com a colocação dos três satélites em órbita, o estágio Briz-KM não foi capaz de completar a queima de depleção. Esta queima tem como objectivo queimar o propolente residual nos tanques do Briz-KM e ao mesmo tempo fazer baixar o perigeu orbital (usualmente para os 1.200 km de altitude) para assim garantir a reentrada atmosférica do estágio, reduzindo o número de detritos em órbita e evitando a possível explosão devido à corrosão dos propolentes hipergólicos. Nesta altura não está determinada a causa desta falha.

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O lançamento teve lugar às 1934:20,320UTC e foi levado a cabo pelo foguetão 11K65M Kosmos-3M (53727232) desde o Complexo de Lançamento LC132/1 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk, sendo também colocado em órbita o satélite Cosmos 2416 do tipo Rodnik. 5 O lançamento teve lugar às 1452UTC e foi levado a cabo por um foguetão 11K68 Tsyklon-3 desde o Complexo de Lançamento LC32 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. A bordo seguiam os satélites Cosmos 1617 (Strela-3 n.º 1), Cosmos 1618 (Strela-3 n.º 2), Cosmos 1619, Cosmos 1620, Cosmos, 1621 e Cosmos 1622, sendo estes quatro últimos apenas modelos. Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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Japão lança novos satélites espiões A 27 de Janeiro de 2013, o Japão procedeu ao seu primeiro lançamento orbital do ano ao colocar em órbita dois novos satélites militares de vigilância, reforçando assim a vigilância sobre o seu vizinho nuclear.

Os satélites IGS (情報収集衛星) O desenvolvimento dos satélites IGS (Information Gathering Satellite) foi iniciado em 1998 após a Coreia do Norte ter levado a cabo o teste de um míssil que sobrevoou o território japonês. Os satélites têm como objectivo fornecer dados de aviso antecipado de lançamento de mísseis na região. Os satélites dividem-se em dois tipos: observação óptica e radar. Inicialmente a resolução dos satélites ópticos era de cerca de 1 metro (pancromático) e 5 metros (multiespectral), com os satélites radar a terem uma resolução de 3 metros. A segunda geração de satélites ópticos tem uma resolução de cerca de 0,6 metros. Designação Optical-1 Radar-1 Optical-2 Radar-2 Optical-2 Radar-2 Optical-3 Demo Optical-3 Optical-4 Radar-3 Radar-4 Optical-5 Demo

Designação ORAD IGS-1A IGS-1B IGS-2A IGS-2B IGS-3A IGS-4A IGS-4B IGS-5A IGS-6A IGS-7A IGS-8A IGS-8B

Designação ORAD Internacional 2003-009A 27698 2003-009B 27699

Data Lançamento

Hora UTC

Veículo Lançador

28-Mar-03

01:27:00

H-2A/2024 (F5)

2003-F02

-

29-ov-03

04:33:00

H-2A/2024 (F6)

2006-037A 2007-005A 2007-005B 2009-066A 2011-050A 2011-075A 2013-002A 2013-003B

29393 30586 30587 36104 37813 37954 39061 39062

11-Set-06

04:35:00

H-2A/202 (F10)

24-Fev-07

04:41:00

H-2A/202 (F12)

28-ov-09 23-Set-11 12-Dez-11

01:21:00 04:36:50 01:21:00

H-2A/202 (F16) H-2A/202 (F19) H-2A/202 (F20)

27-Jan-13

04:40:00

H-2A/202 (F22)

O foguetão H-2A, a esperança espacial do Japão O desenvolvimento do lançador H-2A surgiu após os maus resultados obtidos com o lançador H-2 que resultaram na perda de vários satélites nas suas missões finais. O H-2A na sua versão 202 é um lançador a três estágios auxiliados por dois propulsores laterais de combustível sólido SRB-A que entram em ignição no lançamento. Assim, o H2A/202 tem a capacidade de colocar 10.000 kg numa órbita baixa de 300 km de altitude com uma inclinação de 30,4º ou então pode colocar 4.100 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento é capaz de desenvolver 5.600 kN, tendo uma massa total de 285.000 kg. A sua envergadura é de 9 metros. O seu diâmetro é de 4,0 metros e o seu comprimento atinge os 53,00 metros. Cada SRB-A (Solid Rocket Boosters-A), considerado por muitos como o estágio 0 (zero), tem um peso bruto de 75.500 kg, pesando 10.500 kg sem combustível. Cada propulsor tem um diâmetro de 2,5 metros, um comprimento de 15,1 metros e desenvolve 229.435 kgf no lançamento, com um Ies de 282,5 s (vácuo), um Ies-nm de 230 s e um Tq 101 s. O primeiro estágio do H-2A/202 (H-2A-1) tem um peso bruto de 113.600 kg, pesando 13.600 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 37,2 metros e desenvolve 111.964 kgf no lançamento, com um Ies de 440 s (vácuo), um Ies-nm de 338 s e um Tq 390 s. Está equipado com um motor LE-7A, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2. O LE-7A pode variar a sua potência em 72%.

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Finalmente o segundo estágio tem um peso bruto de 16.900 kg, pesando 3.100 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 9,2 metros e desenvolve 13.970 kgf no lançamento, com um Ies de 448 s e um Tq 534 s. Está equipado com um motor LE-5B, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2. Missão F11

Versão 204

Data de Lançamento 18-Dez-06

Hora (UTC) 06:32:00

F12

2024

24-Fev-07

04:41:00

F13

2022

14-Set-07

01:31:01

F14

2024

23-Fev-08

08:55:00

F15

202

23-Jan-09

03:54:00

F16

202

28-ov-09

01:21:00

F17

202

20-Mai-10

21:58:22

F18 F19 F20

202 202 202

11-Set-10 23-Set-11 12-Dez-11

11:17:00 04:36:50 01:21:00

Satélites Kiku-8 'ETS-8' (29656 2006-059A) IGS Radar-2 (30586 2007-005A) IGS Experimental Optical-3 (30587 2007-005B) Kaguya 'SELEE (32054 2007-039A) Okina 'RSat' (32055 2007-039B) Ouna 'VRAD' (32056 2007-039C) Kizuna 'WIDS' (32500 2008-007A) Ibuki 'GOSAT (33492 2009-002A) SDS-1 (33494 2009-002C) Rising 'SpriteSAT' (334952009-002D) Maido-1 'SOHLA-1' (33496 2009-002E) Kagayaki 'SorunSat' (33497 2009-002F) Kisaki 'KKS-1' (33498 2009-002G) Kukai-1 'STARS-1' (33499 2009-002H) Hitomi 'PRISM' (33500 2009-002J) IGS Optical-3 (36104 2009-066A) Hayato 'KSAT' (36573 2010-020A) WASEDA-SAT 2 (36574 2010-020B) egai (36575 2010-020C) Akatsuki 'Planet-C' (36576 2010-020D) IKAROS (36577 2010-020E) UITEC-1 (36578 2010-020F) QZS-1 'Michibiki' (37158 2010-045A) IGS-6A (37813 2011-050A) IGS-7A (37954 2011-075A)

Lançamento do satélite IGS-6A Os dois satélites IGS terão sido transportados para o Centro Espacial de Tanegashima, em Outubro ou Novembro de 2012. Nesta altura o lançamento estava previsto para finais daquele ano, sendo posteriormente adiado para o primeiro mês de 2013. Sendo uma missão de natureza militar são escassos os detalhes sobre os preparativos para o lançamento que seria anunciado pela JAXA a 27 de Novembro como estando agendado para o início de uma janela de lançamento que decorria entre as 0400UTC e as 0600UTC do dia 27 de Janeiro de 2013 (de facto, a janela de lançamento decorreria entre as 0440UTC e as 0453UTC). Os satélites estavam protegidos por uma carenagem do tipo 4/4D-LC. Segundo vários meios de comunicações nipónicos, o satélite radar que foi lançado nesta missão era do mesmo tipo do veículo colocado em órbita em Dezembro de 2011 (IGS-6A), tendo uma resolução espacial de menos de 1 metro. Por seu lado, o satélite de observação óptica de nova geração (veículo de demonstração) terá uma resolução máxima de 0,40 metros e um tempo de vida útil de dois anos. Os diferentes componentes do foguetão H-2A chegariam a Tanegashima no dia 10 de Dezembro. Os preparativos para o lançamento decorreriam sem problemas de maior. O foguetão H-2A/202 (F22) era transportado para a Plataforma de Lançamento LP1 do Complexo de Lançamento Yoshinubo, 12 horas antes do lançamento. Após chegar à plataforma de lançamento, procedeu-se às ligações eléctricas e de dados, bem como à ligação das condutas de abastecimento.

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Para serem colocados numa órbita sincronizada com o Sol a partir de Tanegashima, todos os lançamentos têm de percorrer uma denominada ‘dog-leg trajectory’ na qual se dirigem para Sudeste até à separação dos propulsores laterais de combustível sólido e depois proceder a uma manobra de 90º em direcção a Sul durante a restante missão, evitando assim que haja alguma queda de um estágio em território filipino. O lançamento dos dois novos satélites IGS acabaria por ter lugar sem problemas às 0440UTC do dia 27 de Janeiro, com os dois satélites a separarem-se do último estágio do foguetão lançador às 0506UTC.

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Em Órbita – Vol.12 – .º 128 / Setembro de 2012

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O sucesso do Naro-1 Na terceira tentativa a Coreia do Sul conseguiu colocar em órbita um satélite artificial após dois frustrantes falhanços que puseram em causa todo este programa. O lançamento do STSAT-2C teve lugar a 30 de Janeiro de 2013, mas após se terem registado problemas durante a campanha para o lançamento.

O aro-1 (KSLV-1) História do programa Em Janeiro de 2005 as autoridades da Coreia do Sul anunciavam a intenção de comprar à Rússia, nomeadamente à empresa estatal GKPNTs Khrunichev, dez foguetões Angara com o intuito de fazer avançar o seu próprio plano de desenvolvimento do foguetão KSLV-1 (Korea Satellite Launch Vehicle-1). Segundo o plano do KARI (Korea Aerospace Research Institute), o desenvolvimento da sua tecnologia espacial seria levada a cabo em três fases. A primeira fase do programa veria o lançamento de dois KSLV-1 para lançamentos de teste colocando em órbita satélites com uma massa de 100 kg, enquanto que os restantes seriam utilizados para o teste dos sistemas de controlo no solo. Na segunda fase, que na altura estava prevista para decorrer até 2010, estava planeado o desenvolvimento do foguetão KSLV-2 capaz de colocar em órbita um satélite até 1.000 kg. Finalmente, e até 2015, dar-se-ia o desenvolvimento do KSLV-3 com uma capacidade de carga de 1.500 kg. Em Dezembro de 1999 a Coreia do Sul havia referido a sua intenção de possuir um foguetão lançador operacional para colocar em órbita pequenos satélites por volta do ano 2005. Na altura estava a decorrer o desenvolvimento de um pequeno lançador com o propósito de lançar um pequeno satélite com algumas centenas de quilos. A KARI havia desenvolvido um motor de 13.000 kgf que equipava o foguetão-sonda KSR-III (Korea Sounding Rocket-III) e por volta de 2001 estava prevista a construção de um polígono de lançamento que deveria estar completo em 2004. O desenvolvimento de uma capacidade de lançamento orbital próprio deveria encorajar as industrias sul-coreanas para o desenvolvimento de tecnologias espaciais autónomas. O KARI pretendia desenvolver um foguetão que englobasse um conjunto de tecnologias modernas baseadas na tecnologia avançada das estruturas compósitas com alta resistência e baixo peso, tanques criogénicos de alta pressão, motores de combustíveis líquidos, sistemas de controlo, sistemas inerciais e outros. Dar-se-ia particular atenção às tecnologias de integração de sistemas como uma tecnologia chave para integrar e gerir essas tecnologias avançadas. Neste plano o KARI faria a gestão do desenvolvimento e a Korean Air participava na integração dos sistemas e no desenvolvimento de subsistemas para o lançador. Assim, o KSLV-I seria desenvolvido tendo por base o KSR-III cujas tecnologias foram obtidas em colaboração com as universidades e industrias sul-coreanas. O KSLV-1 seria composto por um corpo principal ladeado por dois propulsores laterais, também baseados no KSR-III. No ano 2001 a Coreia do Sul torna-se membro do MTCR (Missile Technology Control Regime) dando-lhe assim a capacidade de comprar tecnologias a outros países para fins não militares. Ao abrigo dos acordos possíveis no âmbito do MCTR, a Rússia concordou no desenvolvimento conjunto de um motor de propolentes líquidos para o KSLV-I. O KARI e o centro de produção estatal Khrunichev assinaram um acordo em 26 de Outubro de 2004 para a criação de um lançador, o KSLV-I. O foguetão coreano deveria ser lançado em 2005, mas acabou por ser adiado para 2008. A Rússia recusou a transferência de tecnologia devido aos regulamentos de segurança expressos no acordo de protecção de tecnologia. Um pré-requisito para a assinatura do acordo entre os dois países foi o acesso da Coreia do Sul ao tratado internacional de não proliferação de tecnologias de mísseis. O acordo foi assinado em Outubro de 2006 pelo Primeiro-ministro e Ministro da Ciência e Tecnologia Kim Woo-sik, e pelo Presidente da Agência Espacial Federal Russa Anatoly Perminov. No entanto, ainda nesse mês, Vladimir Nesterov, gestor da Khrunichev, referiu a intenção do centro russo de proceder ao desenho e fabrico do sistema de propulsão do primeiro estágio do KSLV-I. O acordo de cooperação entre os dois países foi rectificado a 7 de Junho de 2007 pelo parlamento russo. O senado russo aprovou então acordo de segurança de tecnologia que delineava a protegia a tecnologia que seria transferida para o lado coreano. O acordo final foi finalmente assinado pelo Presidente Vladimir Putin a 28 de Junho de 2007 e o Presidente Sul-Coreano Roh Moo-hyun promulgou o acordo a 24 de Julho. Com este acordo a Coreia do Sul poderia avançar a todo o vapor com o desenvolvimento do KSLV-I, um foguetão com uma altura de 33,5 metros, um diâmetro de 2,9 metros e um peso de 143.000 kg. O veículo seria lançado do Centro Espacial Naro localizado em Oeinaro-do próximo de Goheung, prefeitura de Jeonnan. O primeiro estágio do KSLV-I seria um módulo URM-1 russo modificado do foguetão Angara, enquanto que o segundo estágio seria desenhado pela Coreia do Sul. A carga para o primeiro lançamento seria composta por instrumentação científica. O primeiro estágio não é idêntico ao que será utilizado no foguetão Angara, utilizando outro motor. O motor RD-151 possui quatro câmaras de combustão com uma força de 1.667 kN. O segundo estágio é completamente desenvolvido pelos coreanos, incluindo o motor para o impulso final, o sistema de navegação inercial, o sistema de fornecimento de

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energia, o sistema de controlo, o sistema de segurança e a carenagem de protecção. O desenho, fabrico, avaliação e teste e respectiva montagem dos componentes, seriam todas levadas a cabo por especialistas coreanos. Paralelamente ao desenvolvimento do KSLV-I, a Coreia do Sul desenvolveu também o complexo de lançamento composto pelo complexo de lançamento e de teste, infra-estruturas no solo (nomeadamente os meios de medição, fornecimento de energia, instalações de manutenção, área residencial e meios de acesso), e o centro de controlo. No Verão de 2005 foi atribuído à empresa ABSL um contrato para o desenvolvimento das baterias para o KSLV-I cujo voo inaugural estava agora previsto para Outubro de 2007. O desenvolvimento do KSLV-I foi sofrendo de atrasos de ambos os lados e em Novembro de 2007 o lançamento inaugural havia sido adiado para Outubro de 2008. Em Abril de 2008 o KARI anunciava que o estágio superior do lançador estava completo. Nesta altura já o lançamento havia sido adiado mais dois meses para Dezembro de 2008. A 3 de Abril tinha início os testes operacionais que verificaram a operação e funcionamento geral do lançador ao mesmo tempo que se verificavam todos os passos da sequência de voo após o lançamento. Os especialistas sulcoreanos colocaram especial ênfase no teste das operações do segundo estágio ao verificarem o processo de separação da carenagem de protecção, ignição do segundo estágio, desempenho do controlo de atitude, separação do satélite e processo de finalização do voo. O KARI estava dentro do calendário previsto para o desenvolvimento do KSLV-I e seu lançamento em Dezembro de 2008. O plano previa então o transporte do estágio superior para o Centro Espacial Naro em Setembro e a chegada do primeiro estágio russo em Outubro de 2008. A 31 de Julho é levada a cabo uma revisão do processo de preparação para o lançamento e é decidido que a segunda metade de 2009 seria a melhor altura para proceder com a missão. O calendário de preparação da missão teve de ser ajustado devido aos atrasos na instalação do complexo de lançamento devido ao tremor de terra de Sichuan que atrasou a entrega de componentes necessários. Foi também decidido introduzir novos testes de performance para garantir o sucesso do lançamento. A 9 de Agosto um avião de carga Antonov An-124-100 transportava um modelo do primeiro estágio do KSLV-I que foi utilizado para examinar o motor, sistemas electrónicos, sistema de injecção de combustível e também para levar a cabo testes do equipamento do solo e da plataforma de lançamento. O primeiro lançamento do Naro-1 teve lugar às 0800:33UTC do dia 25 de Agosto de 2009. Infelizmente o satélite STSAT-2 falou a órbita por 21 km. O segundo estágio e o satélite atingiram uma altitude de 327 km em vez dos esperados 302 km a 306 km para uma órbita com um apogeu a 2.045 km e um perigeu a 302 km. O satélite STSAT-2 ficou numa trajectória balística, atingindo uma altitude de 387 km por volta das 0811UTC. A performance do lançador decorreu como previsto mas os momentos iniciais do lançamento mostraram um desvio da ascensão vertical para um dos lados do complexo de lançamento. Quando levou a cabo a manobra a 900 metros de altitude para alterar o seu curso do azimute de voo, observou-se um desvio da atitude do veículo, recuperando no entanto a orientação rapidamente. Quais as causas do falhanço da primeira missão? A telemetria de voo permitiu revelar que as duas metades da carenagem de protecção não se separam como deveriam aos T+3m 36s (0804:09UTC), levando a que o satélite adoptasse uma trajectória balística sobre o Pacífico Sul e acabando por reentrar sobre a Austrália. Somente uma metade da carenagem de 600 kg se terá separado, deixando a outra metade na posição inicial até à separação do satélite. Ao se separar, o satélite STSAT-2 terá embatido na carenagem, danificando-o. O excesso de peso com a presença dos 300 kg extra excedeu a capacidade de carga do lançador fazendo com que o conjunto composto pelo segundo estágio, pelo satélite e pela metade da carenagem, somente atingisse uma velocidade de 6,2 km/s. Por outro lado, o segundo estágio não possuía a capacidade de compensar o excesso de carga com o aumento de duração da sua queima. O sistema de orientação também teve de tentar compensar com o desvio no centro de gravidade originado pela presença da carenagem, fazendo que a propulsão não fosse dirigida na direcção de voo e induzindo uma ligeira rotação do veículo.

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O segundo lançamento do Naro-1 (F-2) teve lugar às 0801UTC do dia 9 de Junho de 2010. Os aplausos iniciais deram lugar a um silêncio incrédulo quando se tornou óbvio poucos minutos após a ignição que algo não corria como previsto. Após abandonar a plataforma de lançamento, o Naro-1 executou uma manobra evasiva normal no seu progresso de voo e aparentemente tudo corria bem durante a ignição do primeiro estágio. Os problemas surgiram na fase de separação / ignição do segundo estágio de fabrico coreano a T+137 s. Os problemas que levaram ao desastre ainda estão a ser investigados por uma comissão russo-coreana no entanto o Ministro da Educação, Ciência e Tecnologia da Coreia do Sul, Ahn Byong-man, afirmou que uma câmara localizada no segundo estágio registou um brilho muito luminoso no exacto momento (T+137s) em que foram perdidos todos os canais de telemetria do lançador. Especificações técnicas O foguetão Naro-1 é um lançador a dois estágios com uma massa total de 140.000 kg, tendo um comprimento de 30,0 metros e um diâmetro de 3,90 metros. No lançamento desenvolve uma força de 1.910.000 kN, sendo capaz de colocar uma carga de 100 kg numa órbita a uma altitude de 300 km e com uma inclinação de 38,0º. O primeiro estágio, Angara URM-1, tem uma massa bruta de 140.000 kg e uma massa de 10.000 kg sem combustível. Está equipado com um motor RD-151 (motor RD-191 com a força reduzida) que desenvolve uma força de 7.887 kN (no vácuo) e tem um Isp de 338s e o seu Tq é de 300 s. Tem um comprimento de 25,0 metros e um diâmetro de 2,90 metros. Consome oxigénio líquido e querosene. O segundo estágio, KSR-1, tem uma massa bruta de cerca de 1.000 kg e uma massa de 100 kg sem combustível. No vácuo desenvolve uma força de 86,2 kN, tendo um Isp de 250 s, O seu Tq é de 25 s. Tem 4,70 metros de comprimento e um diâmetro de 0,42 metros.

O satélite STSAT-2C O STSAT-2C, Science and Technology Satellite-2, (과학기술위성 2호) tinha uma massa de 100 kg no lançamento, com dimensões 0,763x1,023x1,167 metros e transportava seis experiências a bordo, tendo sido desenvolvido pelo Korea Advanced Institute for Space Technology, KAIST, situado em Daejon. A bordo seguia um conjunto Laser Retro-reflector Array (LRA) que permite que o satélite seja seguido com uma precisão de centímetros por estações de detecção de laser que fazem parte do International Laser Ranging Service (ILRS); uma sonda Langmuir que será utilizada para determinar a temperatura de electrões, densidade de electrões e potencial eléctrico do plasma; o sistema Space Radiation Effects Monitor (SREM) que será utilizado para medições e monitorização do ambiente espacial próximo da Terra; e três experiências tecnológicas, nomeadamente a Reaction Wheel Assembly (RWA), o IR Sensor (IRS), e o Femto second Laser Oscillator (FSO).

Lançamento do terceiro aro-1 Após a segunda tentativa para lançar o Naro-1, a Coreia do Sul anunciava que a terceira tentativa teria lugar em 2011 porém estes planos nunca se materializaram. A 10 de Dezembro de 2011, o KARI anunciava que esta missão teria lugar em 2012, nomeadamente no mês de Outubro. Entre as modificações introduzidas ao lançador, a mais relevante foi a eliminação do sistema de destruição no segundo estágio e a introdução de alterações no sistema do primeiro estágio, além da alterações no sistema eléctrico que operaria a separação da carenagem de protecção. As operações de revisão para a terceira missão tiveram início em 8 de Março com os especialistas sul-coreanos a referirem que após o lançamento iriam dar início ao desenvolvimento do KSLV-2 num programa de três fases que irá requerer o desenvolvimento de um motor com uma força de 10 toneladas por volta de 2014 e de motores de 75 toneladas por volta de 2018.

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A 6 de Junho era anunciado que o lançamento estava previsto para o dia 10 de Outubro e a 21 de Agosto a empresa russa Khrunichev enviava para a Coreia do Sul o primeiro estágio do foguetão Naro-1, o estágio Angara-URM. Na noite de 23 de Agosto o comboio com o primeiro estágio deixava Moscovo em direcção a Ulyanovsk, seguindo posteriormente de avião para Busan, Coreia do Sul, onde chegaria a 29 de Agosto. A 11 de Setembro era anunciado que o lançamento estava agora previsto para 29 de Outubro (com datas suplentes entre 27 e 31 de Outubro), com uma janela de lançamento entre as 0630UTC e as 1000 UTC.

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Chegado ao Centro Espacial Naro, começaram os preparativos para o lançamento. Depois de verificado, o primeiro estágio foi submetido a vários testes (eléctricos, mecânicos, funcionais, etc.) e posteriormente o segundo estágio de fabrico sul-coreano foi acoplado com o primeiro estágio. Mais tarde, procedeu-se à colocação do satélite STSSAT-2C no conjunto lançador e este foi transportado para a plataforma de lançamento a 24 de Outubro.

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A 25 de Outubro é levado a cabo um ensaio geral para o lançamento que decorre sem problemas, dando-se assim luz verde para o lançamento a ter lugar no dia seguinte. O abastecimento do foguetão teria início às 0200UTC, estando o lançamento previsto para ter lugar às 0630UTC. No entanto, o lançamento era adiado pelas 0330UTV devido à ocorrência de uma fuga no primeiro estágio devido a danos de um anel de borracha que originaram uma fuga de combustível. Investigações posteriores revelaram também problemas na ligação entre o lançador e a plataforma de lançamento, além de se ter de proceder à substituição de um injector de hélio no primeiro estágio, o que requereu que novos equipamentos tivessem de ser enviados a partir da Rússia. O anel de borracha que causou o adiamento foi enviado para a Rússia a 29 de Outubro, enquanto que o governo sul-coreano referia que o lançamento talvez fosse possível entre 9 e 24 de Novembro, sendo a data mais provável o dia 9 de Novembro. No entanto o lançamento seria novamente adiado por vários dias, enquanto que as peças suplentes chegariam da Rússia a 18 de Novembro. Entretanto agendado para 24 de Novembro, o lançamento era posteriormente adiado por mais cinco dias com uma janela de lançamento entre as 0700UTC e as 0955UTC. O Naro-1 era transportado de volta para a plataforma de lançamento a 27 de Novembro, com o ensaio geral para o lançamento a ter lugar no dia seguinte. No dia 29 de Novembro a contagem decrescente decorreu sem problemas até atingir T-17 minutos, altura na qual foi detectada uma leitura excessiva da corrente eléctrica no segundo estágio do lançador. Isto levou a um adiamento inicial de quatro dias. O problema foi detectado no sistema de controlo vectorial do segundo estágio que foi vitimo de um súbito aumento de corrente eléctrica que levou a um curto-circuito, havendo a necessidade de se proceder à substituição do equipamento. Posteriormente o lançamento seria adiado para 2013.

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A 26 de Dezembro uma fonte sul-coreana apontava a data de 26 de Janeiro como a nova data de lançamento do Naro-1. Esta data sofreria várias alterações, com o governo sul-coreano a apontar o período entre 30 de Janeiro e 8 de Fevereiro para o lançamento da missão. A 24 de Janeiro confirmava-se que o lançamento teria lugar a 30 de Janeiro. O foguetão seria transportado de volta para a plataforma de lançamento no dia 27 de Janeiro, deixando o edifício de montagem às 2315UTC e chegando à plataforma de lançamento às 0025UTC do dia 28. O ensaio geral para o lançamento decorreu a 29 de Janeiro, sendo iniciado às 0130UTC e foi concluído sem problemas pelas 0709UTC. Tendo por bases os dados obtidos neste ensaio geral, a janela de lançamento foi estabelecida entre as 0655UTC e as 1030UTC do dia 30 de Janeiro.

Pelas 0440UTC do dia 30 de Janeiro eram analisados todos os parâmetros e procedimentos para o lançamento, sendo decidido prosseguir com a contagem decrescente. O abastecimento do lançador decorreu sem problemas e o braço de transporte e de erecção era removido às 0619UTC. O Lançamento do terceiro foguetão Naro-1 acabaria por ter lugar às 0700:00UTC. O foguetão deixava a plataforma de lançamento e aparentemente começava logo a desviar-se da sua trajectória, porém na realidade encontrava-se na fase de estabilização e rapidamente começaria a ganhar altitude num voo perfeito atingindo a velocidade do som pelas 0700:54UTC.

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Em Órbita – Vol.12 – .º 128 / Setembro de 2012

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A separação da carenagem de protecção ocorria às 0703:35UTC, seguindo-se às 0703:49UTC o final da queima do primeiro estágio que se separava às 0703:52UTC. Nesta altura o lançador entrava numa fase de voo não propulsionada percorrendo uma trajectória balística até às 0706:35UTC, altura em que o segundo estágio de propolente sólido entrava em ignição. A função do segundo estágio terminaria às 0707:33UTC e o satélite STSAT-2C separar-se-ia às 0709:00UTC.

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A órbita inicialmente planeada era de 300 x 1500 km x 80º. No entanto, os dados de rastreio norte-americanos mostram que o satélite STSAT-2C se encontrava numa órbita a 292 x 1511 x 80,3º, o que segundo Jonathan McDowell é uma órbita essencialmente perfeita tendo em conta possíveis diferenças de definições da esfera de referência.

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Atlas-V lança TDRS-K O primeiro veículo da terceira geração de satélites TDRS foi colocado em órbita no último dia do mês de Janeiro de 2013 por um foguetão Atlas-V/401 a partir do Cabo Canaveral AFS. Estes novos satélites irão proporcionar um seguimento e a substituição necessária para manter e expandir a rede espacial da NASA.

Os satélites TDRS da terceira geração O contrato para a construção de três satélites TDRS adicionais, designados TDRS-K, TDRS-L e TDRSM, foi atribuído à Boeing Space Systems em Dezembro de 2007. Com o satélite TDRS-K lançado em Janeiro de 2013, o lançamento do satélite TDRSL está previsto para Janeiro de 2014, enquanto que a data de prontidão do TDRS-M é de Dezembro de 2015. O contrato possui também a opção para um satélite adicional, o TDRS-N. Para além da construção dos três satélites, o contrato também inclui as modificações aos sistemas de solo do Complexo White Sands que são necessárias para apoiar estes novos satélites. O projecto TDRS foi estabelecido em 1973 e é responsável pelo desenvolvimento, lançamento e teste orbital e calibração dos satélites TDRS. Existiram quatro fases no desenvolvimento dos satélites TDRS que incluíram o Programa Básico (TDRS-F1-F6); o Programa de Substituição (TDRSF7); o Programa TDRS-H, I, J; e o Programa TDRSK, L, M. Os primeiros sete satélites (TDRS-F1-F7) são conhecidos como a Primeira Geração. O TDRSF7 foi um veículo substituto para o TDRS-F2 que foi perdido a bordo do vaivém espacial OV-099 Challenger, a 28 de Janeiro de 1986. A série H, I e J são a Segunda Geração e a série K, L e M são a Terceira Geração. Os satélites TDRS-F1-F7 foram construídos pela TRW (agora 2orthrop Grumman), em Redondo Beach – Califórnia, enquanto que a Hughes (agora Boeing), em El Segundo – Califórnia, construiu os satélites TDRS-F8-F10 (H, I e J). O Sistema TDRS (TDRSS), também conhecido como Space 2etwork (Rede Espacial), consiste nos satélites de telecomunicações TDRS em órbita estacionados nas posições geossíncronas e dos terminais associados no solo localizados em White Sands, Novo México e Guam. A Rede Espacial é capaz de fornecer serviços de comunicações de alta largura de banda quase contínuos (S, Ku e Ka) para veículos em órbitas terrestres baixas e para lançadores descartáveis, incluindo o telescópio espacial Hubble, a estação espacial internacional, e a frota da NASA de satélites de observação da Terra. Como tal, o sistema TDRS é um recurso crítico da agência espacial norte-americana. Esta próxima geração de satélites de comunicações espaciais é parte de um conjunto contínuo de veículos que estão a ser desenvolvidos e utilizados para melhorar a Rede Espacial da NASA. A Secretaria do Projecto TDRS no Centro Espacial Goddard gere o esforço de desenvolvimento do TDRSS. A Rede Espacial é da responsabilidade do Space Communications and 2avigation (SCaN) incluído no Directorado de Missão do Human Exploration and Operations (HEO) na Direcção da NASA em Washington DC. As operações da rede são da responsabilidade do Projecto da Rede espacial no Centro Espacial Goddard. Especificações do TDRS-K Na sua configuração de lançamento, o TDRS-K tinha um comprimento de 8,141 metros (medido desde o ponto mais inferior do veículo até à ponta da antena omnidireccional dianteira), enquanto que em órbita (e com os painéis solares e antenas em posição operacional) o satélite tem uma envergadura de 21,057 metros (medidos entre as extremidades dos painéis solares). No lançamento a sua massa era de 3.454 kg. A energia é fornecida por dois painéis solares que geram 3.220 watts durante a época do equinócio de Outono e 2.850 watts durante a época do equinócio de Verão. A energia é armazenada em baterias de níquel-hidrogénio que fornecem o satélite durante as fases de eclipse. O tempo de vida útil do satélite é de 15 anos. O satélite é composto de dois elementos principais: o modelo base do satélite e a carga de comunicações em si. O satélite TDTS-K

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utiliza o modelo BSS-601HP, sendo composto de dois módulos: a estrutura primária que transporta todos os elementos do satélite e contém o subsistema de propulsão, os módulos electrónicos e as baterias; e uma estrutura hexagonal (‘favos de mel’) que contém o equipamento de comunicações, sistemas electrónicos e tubagens isotérmicas. Os reflectores, os alimentadores de antenas e os painéis solares estão directamente montados no módulo de carga. Tês configurações de antenas podem ser colocadas em três faces do modelo BSS-601HP. As antenas em fase são estruturadas para receberem sinais de até cinco veículos espaciais de forma simultânea e para transmitir para um veículo de cada vez. Melhoramentos na performance de acesso múltiplo e no processamento de bordo contribuíram para um aumento dos dados transmitidos. A potência de transmissão desde o solo para o espaço nos satélites de terceira geração foi também aumentada. O satélite está equipado com duas antenas de 4,6 metros de diâmetro (banda S) mecanicamente orientáveis proporcionando um suporte de alto ganho para satélites com antenas de baixo ganho ou satélite de acesso múltiplo que requeiram de forma temporária um fluxo aumentado de dados. As antenas apoiam missões tripuladas tais como a estação espacial internacional, missões de dados científicos incluindo o telescópio espacial Hubble, e descargas de dados de satélites. As duas grandes antenas (banda Ku) também operam numa banda de alta-frequência apoiando transmissão e recepção de vídeo e dados científicos. As duas antenas de acesso único (banda Ka) fornecem serviços para frequências ainda mais elevadas para grandes volumes de dados científicos. Esta frequência permite aos utilizadores transmitir dados a 800 Mbps. Originalmente introduzida nos satélites TDRS-H, I e J, as frequências em banda Ka permitem uma contínua compatibilidade internacional com os programas espaciais do Japão e da ESA, permitindo um apoio mútuo em caso de emergências. Para além de serviços de telemetria, comando e comunicação de dados da missão, o TDRS-K irá continuar a fornecer serviços de dados de seguimento utilizados para determinar a órbita e localização específica dos satélites. Lançamento

Data

Hora (UTC)

1983-026

04-Abr-83

1986-F01

28-Jan-86

1988-081

29-Set-88

13:57:00,009

1989-021

13-Mar-89 14:57:00,017

Local de Lançamento

Satélites

KSC LC-39A/MLP-2

TDRS-1 ‘TDRS-A’ (13969 1983-026B)

KSC LC-39B/MLP-2

TDRS-B

OV-103 Discovery STS-26

KSC LC-39B/MLP-2

TDRS-3 ‘TDRS-C’ (19548 1988-081B)

OV-103 Discovery STS-29

KSC LC-39B/MLP-2

TDRS-4 ‘TDRS-D’ (19882 1989-021B)

Retirado de serviço em Dezembro de 2011

OV-104 Atlantis STS-43

KSC LC-39A/MLP-2

TDRS-5 ‘TDRS-E’ (21638 1991-054B)

Em serviço. Localizado na região do Oceano Pacífico sobre as Ilhas Fénix

KSC LC-39B/MLP-2

TDRS-6 ‘TDRS-F’ (22313 1993-003B)

Em órbita em estado de reserva

KSC LC-39B/MLP-2

TDRS-7 ‘TDRS-G’ (23612 1995-035B)

Lançador

OV-099 18:30:00,016 Challenger STS-6 OV-099 16:38:00,010 Challenger STS-51L

1991-054

02-Ago-91

15:01:59,986

1993-003

13-Jan-93

1995-035

13-Jul-95

2000-034

30-Jun-00

12:56:00,662

Atlas-IIA (AC-139)

Cabo Canaveral SLC-36A

TDRS-8 ‘TDRS-H’ (26390 2000-034A)

2002-011

08-Mar-02 22:59:00,935

Atlas-IIA (AC-143)

Cabo Canaveral SLC-36A

TDRS-9 ‘TDRS-I’ (27389 2002-011A)

2002-055

05-Dez-02

02:42:01,181

Atlas-IIA (AC-144)

Cabo Canaveral SLC-36A

TDRS-10 ‘TDRS-J’ (27566 2002-055A)

2013-004

31-Jan-13

01:48:00,000

Atlas-V/401 (AV-036)

Cabo Canaveral SLC-41

TDRS-11 ‘TDRS-K’ (39070 2013-004A)

OV-105 13:59:29,989 Endeavour STS-54 OV-103 13:41:55,020 Discovery STS-70

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Retirado de serviço em Outubro de 2009 Perdido na destruição do vaivém espacial Challenger Em serviço. Localizado na região do Oceano Atlântico sobre a costa ordeste do Brasil

Em serviço. Localizado na região do Oceano Índico Em serviço. Localizado na região do Oceano Índico Em serviço. Localizado na região do Oceano Atlântico sobre a costa ordeste do Brasil Em serviço. Localizado na região do Oceano Pacífico sobre as Ilhas Fénix

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O foguetão Atlas-V/401 A ULA A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo. A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas. A equipa da ULA engloba mais de 3800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-V, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

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As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-V) na Base Aérea de Vandenberg.

Breve história dos lançadores Atlas O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão. A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas 2orthrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e subsónicos. Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto. Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954. Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes da decolagem e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes do veículo deixar a plataforma de lançamento. A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan. O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km. O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias.

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O quadro seguinte resume os veículos da família Atlas desenvolvidos desde os anos 50. Veículo Atlas

Características

MX-774

Estudo da Consolidated-Vultee para demonstrar a tecnologia que posteriormente seria utilizada no Atlas.

Atlas-A

Primeiro modelo de teste do míssil balístico intercontinental Atlas (Atlas ICBM).

Atlas-B

Primeiro versão completa do Atlas ICBM, possuindo motores separáveis e um único motor de sustentação.

Atlas-C

Última versão de desenvolvimento do Atlas ICBM. Nunca esteve operacional nem tão pouco foi utilizado como lançador espacial.

Atlas-D

Primeira versão operacional do Atlas ICBM e posteriormente utilizado no Programa Mercury.

Atlas-Vega

Projecto que consistia num lançador Atlas equipado com um estágio superior de combustível armazenável. Foi planeado pela NASA como lançador para sondas planetárias e de estudo do espaço profundo antes da disponibilidade do Atlas-Centaur. O desenvolvimento do veículo já era adiantado quando a NASA se apercebeu que a USAF e a CIA já possuíam um lançador virtualmente idêntico em desenvolvimento, o Atlas-Hustler (posteriormente Atlas-Agena) que seria utilizado para as missões Corona de reconhecimento fotográfico. O Atlas-Vega acabou então por ser cancelado.

Atlas-E

Versão inicial totalmente operacional do Atlas ICBM. Sendo utilizado entre 1960 e 1966, era distinto do Atlas-F no seu sistema de orientação. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-F

Última versão operacional do Atlas ICBM, sendo distinto do Atlas-E no seu sistema de orientação. Foi utilizado entre 1961 e 1966. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-Able

Veículo Atlas equipado com um segundo estágio baseado no lançador Vanguard.

Atlas LV-3A / Agena-A Inicialmente o Agena era designado como Hustler. O veículo era baseado no motor de propulsão nuclear Atlas LV-3A / Agena-B Utilização de um estágio superior Agena melhorado. Atlas LV-3B / Mercury Utilizado no Projecto Mercury.

A família Atlas-V A família de lançadores Atlas-V oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-V foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo do programa EELV (Evolved Expendable Lauch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais.

As diferentes versões do lançador Atlas ao longo da História: 1 – Atlas-B Score; 2 – Atlas-Able; 3 – Atlas LV-3 Mercury; 4 – Atlas LV-3 Agena; 5 – Atlas LV-3C Centaur; 6 – Atlas SLV-3 Agena-B; 7 – Atlas SLV-3 Agena-D; 8 – Atlas-E OV-1; 9 – Atlas SLV3A Agena-D; 10 – Atlas SLV-3D Centaur D-1A; 11 – Atlas-E; 12 – Atlas Agena-D.

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Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-V divide-se em duas versões: o Atlas-V 400 e o Atlas-V 500. Estas versões podem ser facilmente distinguidas pela utilização da ogiva normal utilizada em anteriores Atlas

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e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-V 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil. Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur). O Atlas-V pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC-3W (Space Launch Complex3W) da Vandenberg Air Force Base. De forma geral o Atlas-V é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12.500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875.000 kgf, tendo um peso de 546.700 kg. O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros. O primeiro estágio do Atlas-V, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306.914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s. O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-V através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela 2PO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin. Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 lgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s. O segundo estágio do Atlas-V, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10.110 lgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s. A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-V/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-V/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e por isso só veremos este número na versão Atlas-V/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

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O complexo de lançamento Space Launch Complex-41 (SLC-41) A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobile Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t. A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC6. Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder. Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 19897 e o último a 9 de Abril de 19998. De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares.

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Neste lançamento o foguetão Titan IIIC (3C-8) foi lançado às 1400:01UTC e colocou em órbita os satélites Transtage- 8 (01863 1965-108A); OV2-3 (01863 1965-108A); LES-3 (01941 1965-108D); LES-4 (01870 1965-108B) e Oscar-4 (01902 1965-108C). O OV2-3 permaneceu ligado ao Transtage-8. 7 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-1 / 45D-1) foi lançado às 1318UTC e colocou em órbita o satélite militar DSPF14 (20066 1989-046A). 8 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-32 / 4B-27) foi lançado às 1701:00UTC e colocou em órbita o satélite militar USA-142 DSP-F19 (25669 1999-017A).

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A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-V. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o Titan-IV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando explosivos. Nesta fase colocava-se o receio das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41. Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas. Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses. O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-V Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-V e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chagada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente.

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O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propolentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite. No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-V. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento. A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados. Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-V é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-V e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido. Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento.

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O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-V para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes. Lançamento

Data

Veículo

Missão

Local Lançamento

Plataforma Lançamento

2011-014

15-Abr-11

411

AV-027

Vandenberg AFB

SLC-3E

2011-019

7-Mai-11

401

AV-022

Cabo Canaveral

SLC-41

2011-040

5-Ago-11

551

AV-029

Cabo Canaveral

SLC-41

2011-070

26-ov-11

541

AV-028

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-009

24-Fev-11

551

AV-030

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-019

4-Mai-12

531

AV-031

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-033

20-Jun-12

401

AV-023

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-046

30-Ago-12

401

AV-032

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-071

11-Dez-12

501

AV-034

Cabo Canaveral

SLC-41

2013-004

31-Jan-13

401

AV-036

Cabo Canaveral

SLC-41

Carga USA-229 ‘RO L-34 'Odin' (37386 2011-014A) USA-229 deb (37391 2011-014B) USA-230 ‘SBIRS-GEO 1’ (37481 2011-019A) Juno (37773 2011-040A) Mars Science Laboratory ‘Curiosity’ (37936 2011-070A) MUOS-1 (38093 2012-009A) USA-235 ‘AEHF-2’ (38254 2012-019A) USA-236 ‘ROL-38 Drake’ (38466 2012-033A) RBSP-A (38752 2012-046A) RBSP-B (38753 2012-046B) USA-240 X-37B-1 'OTV-3' (39025 2012-071A) TDRS-11 ‘TDRS-K (39070 2013-004A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Atlas-V. Tabela: Rui C. Barbosa.

Preparativos e lançamento O satélite TDRS-K chegava ao Centro Espacial Kennedy no dia 18 de Dezembro de 2012. Sendo transferido para as instalações de processamento Astrotech, o satélite entraria na sua fase final de preparação para o lançamento nesta altura previsto para o dia 30 de Janeiro de 2013. Entretanto, a montagem do foguetão Atlas-V/401 (AV-036) era iniciada no Complexo de Lançamento SLC-41 no dia 3 de Janeiro de 2013 com a colocação do estágio Atlas na plataforma móvel de lançamento no interior do edifício VIF. A seguir dever-se-ia proceder à montagem do adaptador interestágio e subsequente instalação do estágio Centaur, mas estes procedimentos foram adiados até aos dias 5 e 6 de Janeiro devido ao mau tempo. Nas semanas seguintes foram levados a cabo uma série de testes funcionais ao lançador até à chegada do satélite TDRS-K prevista para o dia 17 de Janeiro. Por seu lado, e em continuação dos preparativos para o lançamento, as baterias do satélite eram carregadas e no dia 6 de Janeiro iniciava-se o abastecimento do satélite com os propolentes necessários para as suas manobras orbitais (este processo estaria finalizado a 11 de Janeiro). Nesta altura previa-se que o satélite

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fosse colocado no interior da carenagem de protecção a 15 de Janeiro, porém esta data foi abandonada e o satélite foi encapsulado entre os dias 16 e 17 de Janeiro, com o transporte do veículo para a plataforma de lançamento a estar programado para o dia 19 de Janeiro. O processo de colocação do satélite no interior da carenagem de protecção foi finalizado a 17 de Janeiro. Esta missão utilizou uma carenagem de protecção alongada com um comprimento de 12,8 metros e 4,3 metros de diâmetro. A carenagem contendo o satélite deveria ser transportada das instalações Astrotech para o Complexo de Lançamento SLC-41 na manhã do dia 19 de Janeiro, mas as previsões de mau tempo levaram a que os responsáveis decidissem adiar esta transferência para o dia 20 de Janeiro. O transporte entre as instalações Astrotech e a plataforma de lançamento ocorreu às primeiras horas da manhã e (como em casos semelhantes) é feito por estrada e de forma lenta para não danificar os sensíveis componentes do satélite. Seguindo a estrada 405 que atravessa o centro espacial, o comboio de veículos passou junto do edifício de montagem do vaivém espacial VAB (Vehicle Assembly Building) e depois junto das plataformas do Complexo de Lançamento LC-39, seguindo então para as instalações do VIF. Após aqui chegar, o conjunto foi elevado por um guindaste até ao topo do estágio Centaur com o qual foi acoplado. Após este processo procedeu-se nos dias seguintes a uma série de testes dos sistemas entre o TDRS-K e o seu foguetão lançador.

Evento

Tempo (s)

Ignição do motor RD-180

-2,7

T=0 (motor pronto)

0,0

Lançamento (Força / Peso) > 1

1,1

Início de manobra de orientação

17,6

Máxima pressão dinâmica

91,4

Final da queima do estágio Atlas (BECO)

242,0

Separação Atlas / Centaur

248,0

3

Primeira ignição do estágio Centaur

258,0

4

Separação da carenagem de protecção

266,0

5

Final da primeira ignição do estágio Centaur (MECO-1)

1.093,9

6

Segunda ignição do estágio Centaur

6.017,0

7

Final da segunda ignição do estágio Centaur (MECO-2)

6.075,7

8

Separação do satélite TDRS-K

6.361,7

1

2

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A 23 de Janeiro o lançamento era adiado por 24 horas devido à necessidade de se proceder a um dispositivo ORCA (Ordnance Remote Control Assembly) que deu uma indicação anómala antes da planeada ligação das ordenanças no lançador. O dispositivo ORCA é um subsistema de iniciação que fornece múltiplas saídas electrónicas através do foguetão. O dispositivo foi enviado por parte da fábrica da United Launch Alliance em Decatur, Alabama, no dia 23 e foi instalado no foguetão no dia 24 de Janeiro. Neste mesmo dia era levada a cabo a denominada Flight Readiness Review que após analisar os preparativos para o lançamento, deu luz verde para se prosseguir com a missão na data de 31 de Janeiro. As principais preocupações nos dias que antecederam o lançamento limitaram-se às previsões atmosféricas que a certa altura indicaram uma possibilidade de 40% de ocorrência de condições desfavoráveis para o lançamento. A 28 de Janeiro teve lugar o denominado Launch Readiness Review, que reuniu os principais responsáveis pelos preparativos para a missão, que culminou com a autorização do transporte do foguetão lançador com a sua carga para a plataforma de lançamento que ocorreria no dia seguinte. O transporte iniciou-se às 1502UTC, emergindo do edifício VIF pelas 1510UTC e chegando à plataforma de lançamento pelas 1235UTC. A contagem decrescente final para o lançamento do satélite TDRS-K, teve início às 1833UTC com a activação eléctrica do foguetão lançador. A tabela seguinte mostra os principais acontecimentos até à ignição do Atlas-V/401 (AV-036). T-6:20...1833UTC...Início da contagem decrescente com a activação eléctrica do foguetão Atlas-V/401 T-5:30...1923UTC...Briefing sobre as condições meteorológicas T-4:55...1958UTC...Início da evacuação da área do edifício de montagem T-4:20...2033UTC...Teste do farol de seguimento de banda C T-3:40...2113UTC...Verificação das ligações em banda S T-2:55...2158UTC...Establecimento dos bloqueios de rua na área de perigo T-2:20...2233UTC...Briefing sobre as condições meteorológicas T-2:15...2238UTC...Evacuação da plataforma de lançamento T-2:00...2253UTC...Paragem na contagem de decrescente por 30 minutos a T-120 minutos T-2:00...2318UTC...Briefing do director de lançamento à sua equipa T-2:00...2320UTC...Verificação da prontidão para o abastecimento T-2:00...2323UTC...Retoma da contagem decrescente T-1:50...2333UTC...Acondicionamento térmico (arrefecimento) das condutas de transferência de LOX T-1:43...2340UTC...Início do abastecimento de LOX ao estágio Centaur T-1:25...2358UTC...Acondicionamento térmico (arrefecimento) das condutas de transferência de LH2 do estágio Centaur T-1:11...0012UTC...Início do abastecimento de LOX ao estágio Atlas (adiado de T-1:30 / 2353UTC) T-1:10...0013UTC...Acondicionamento térmico (arrefecimento) do motor RL10 do estágio Centaur T-1:02...0021UTC...Início do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio Centaur T-0:40...0043UTC...Testes finais do sistema de finalização de voo T-0:16...0107UTC...Sequência de enchimento de combustível do motor RD-180 T-0:10...0113UTC...Briefing sobre as condições meteorológicas T-0:04...0119UTC...Paragem na contagem de decrescente por 25 minutos a T-4 minutos T-0:04...0141UTC...Verificação da prontidão para o lançamento T-0:04...0144UTC...Retoma da contagem decrescente T-0:00...0148UTC...Lançamento! O abastecimento de LOX (oxigénio líquido) é feito a uma temperatura de -183ºC. Pelas 2358UTC, a equipa de anomalias foi convocada para analisar um problema que foi encontrado com as indicações da válvula de enchimento e drenagem do primeiro estágio. Após analisar os dados, foi determinado que o abastecimento poderia prosseguir sem problemas Segundo os dados obtidos a partir do ELC Countdown Portal da NASA, o lançamento do foguetão Atlas-V/401 (AV-036) com o satélite TDRS-K teve lugar às 0148:00,000UTC do dia 31 de Janeiro de 2012. Este foi o 1º lançamento orbital de 2013 a partir do Cabo Canaveral AFS, sendo o 1º lançamento orbital dos Estados Unidos em 2013, o 4914º lançamento orbital bem sucedido desde 1957, o 616º lançamento orbital bem sucedido desde o Cabo Canaveral AFS e o 1422º lançamento orbital bem sucedido dos Estados Unidos.

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Segundo os dados obtidos a partir do ELC Countdown Portal da NASA, o lançamento do foguetão Atlas-V/401 (AV-036) com o satélite TDRS-K teve lugar às 0148:00,000UTC do dia 31 de Janeiro de 2012. Este foi o 1º lançamento orbital de 2013 a partir do Cabo Canaveral AFS, sendo o 1º lançamento orbital dos Estados Unidos em 2013, o 4914º lançamento orbital bem Estatísticas9 sucedido desde 1957, o 616º lançamento orbital bem sucedido 617º Lançamento de um Atlas desde 1957 desde o Cabo Canaveral AFS e o 1422º lançamento orbital bem 328º Lançamento de um Atlas desde Cabo Canaveral sucedido dos Estados Unidos. 206ª Missão de um estágio Centaur Após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão 183ª Utilização de um Centaur por um foguetão Atlas executa um curto voo vertical para superar a altura da torre de 35º Lançamento de um Atlas-V desde 2002 lançamento e dos postes de protecção electromagnética. De 56ª Missão de um Evolved Expendable Launch Vehicle seguida, a T+17,6s (0148:18UTC), segue-se uma manobra que 30º Lançamento de um Atlas-V desde Cabo Canaveral o coloca na trajectória desejada para a sua missão, atingindo o 27º Lançamento de um Atlas 5 da United Launch Alliance ponto de máxima pressão dinâmica sobre a sua estrutura a 23º Voo da série 400 do Atlas-V T+1m 31,4s (0148:31UTC). O foguetão continua o seu voo 15º Atlas-V a voar na configuração 401 propulsionado pelo motor RD-180 do primeiro estágio que 8º Lançamento da NASA a bordo de um Atlas-V termina a sua queima a T+4m 2s (0150:02UTC) e separando-se do estágio Centaur seis segundos mais tarde (0150:08UTC).

A primeira ignição do estágio Centaur tem lugar a T+4m 18s (0152:18UTC) e terminará a T+18m 13,9s (0206:14UTC). Entretanto, a T+4m 26s (0152:26UTC) havia ocorrido a separação das duas metades da carenagem de protecção, agora desnecessárias. Finalizada a primeira queima do estágio Centaur, o conjunto fica colocado numa órbita de espera com um perigeu a 183,46 km de altitude, apogeu a 24.855,64 km de altitude e inclinação orbital de 26,5º. A segunda ignição do Centaur teria lugar a T+1h 40m 17s (0328:17UTC), terminando a T+1h 41m 15,7 (0329:15UTC). Nesta altura, o conjunto encontrava-se já numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona e a separação do satélite TDRS-K teria lugar a T+1h 46m 1,7s (0334:02UTC). Estando com o seu apogeu a uma altitude geossíncrona, o satélite utilizaria os seus próprios meios para elevar o perigeu e assim se estabelecer na órbita operacional. 9

Tendo por base dados da Spaceflightnow.com.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo nos meses de Dezembro de 2012 e Janeiro de 2013. Por debaixo de cada satélite está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track e são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita. Data

UTC

Des. Int.

ORAD Designação Peso (kg)

Lançador

39019 970

Pléiades-1B (699 / 697 / 98,21 / 98,73)

Soyuz-ST-A/Fregat (Ш15000-001/1020/VS04)

03 Dez. 2043:59 2012-069A Oc. Pacífico, Odyssey

39020 5.210

Eutelsat-70B (35799 / 35774 / 0,02 / 1436,1)

Zenit-3SL/DM-SL (Zenit-2S No. SL35/34Л)

08 Dez. 1313:43 2012-070A Baikonur, LC81 PU-24

39022 4.463

Yamal-402 (35793 / 35780 / 0,06 / 1436,1)

8K82KM Proton-M/Briz-M (5115656746-93534/99535)

02 Dez. 0202:50 2012-068A CSG Kourou (Sinnamary), ZLS

11 Dez. 1803 2012-071A 39025 Cabo Canaveral, SLC-41 5.400

USA-240 (X-37B-1 'OTV-3') Atlas-V/501 (AV-034) Parâmetros orbitais não disponíveis

12 Dez. 0049:51 2012-072A Sohae

39026 100

Kwangmyongsong-3 (2) (579 / 499 / 97,39 / 95,42)

Unha-3

18 Dez. 1613:05 2012-073A Jiuquan, LC43/603

39030 409

Gokturk-2 (692 / 667 / 98,16 / 98,34)

CZ-2D Chang Zheng-2D (Y13?)

19 Dez. 121235 2012-074A Baikonur, LC1 PU-5

39032 7.250

Soyuz TMA-07M (418 / 401 / 51,65 / 92,75)

11A511U-FG Soyuz-FG (Л15000-040)

19 Dez. 2149:07 2012-075A CSG Kourou, ELA3

39034 Skynet-5D 4.844,40 (35809 / 35763 / 0,13 / 1436,08)

Local

Ariane-5ECA (VA211/L567)

39035 Mexsat-3 (Bicentenario) 2.934,30(35796 / 35776 / 0,01 / 1436,07) 15 Jan. 1624:59 2013-001A 39057 Cosmos 2482 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 225,00 (1504 / 1480 / 82,49 / 115,81)

Rokot/Briz-KM (4926391831/72518)

39058 Cosmos 2483 225,00 (1502 / 1478 / 82,5 / 115,76) 39059 Cosmos 2484 225,00 (1514 / 1481 / 82,5 / 115,93) 27 Jan. 0440 2013-002A 39061 IGS Radar-4 Tanegashima, Yoshinobu LP1 39062

30 Jan. 0700 Naro

2013-003A

IGS Optical-5 demo (versão teste)

39068 STSAT-2C 100,00 (1505 / 296 / 80,28 / 103,01)

31 Jan. 0148 2013-004A 39070 TDRS-11 (TDRS-K) Cabo Canaveral, SLC-41 3.454,00 (35844 / 35733 / 7,01 / 1436,2)

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

H-2A/202 (F22)

Naro-1 (KSLV-1)

Atlas-V/401 (AV-036)

53


Em Órbita

Outros Objectos Catalogados A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Janeiro de 2013. Data Lançamento 18 Novembro 18 Novembro 18 Novembro 03 Fevereiro 03 Fevereiro 03 Fevereiro 03 Fevereiro 03 Fevereiro 03 Fevereiro 04 Novembro 04 Novembro 04 Novembro 04 Novembro 04 Novembro 14 Outubro 07 Maio 30 Julho 09 Setembro 04 Junho 15 Janeiro 27 Janeiro 27 Janeiro 27 Janeiro 27 Janeiro 27 Janeiro 30 Janeiro 31 Janeiro

Des. Int. 2012-064F 2012-064G 2012-064H 1988-006G 1988-006H 1988-006J 1988-006K 1988-006L 1988-006M 1994-074X 1994-074Y 1994-074Z 1994-074AA 1994-074AB 1999-057SZ 1983-044GE 1992-047AV 1990-081DP 1981-053NA 2013-001D 2013-002C 2013-002D 2013-002E 2013-002F 2013-002G 2013-003B 2013-004B

ORAD 39038 39039 39040 39041 39042 39043 39044 39045 39046 39047 39048 39049 39050 39051 39052 39053 39054 39055 39056 39060 39063 39064 39065 39066 39067 39069 39071

Designação (Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9

(Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) (Destroço) Cosmos 1461 (Destroço) (Destroço) (Destroço) Cosmos 1275 Briz-KM (72518) Último estágio (Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) Último estágio Centaur (AV-036)

Veículo Lançador CZ-2C Chang Zheng-2C (Y17) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y17) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y17) Atlas-E (54E) Atlas-E (54E) Atlas-E (54E) Atlas-E (54E) Atlas-E (54E) Atlas-E (54E) 11K77 Zenit-2 (51057902) 11K77 Zenit-2 (51057902) 11K77 Zenit-2 (51057902) 11K77 Zenit-2 (51057902) 11K77 Zenit-2 (51057902) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y1) 11K69 Tsyklon-2 (45099806) 8K82K Proton-K/DM-2 (37601/63Л) CZ-4A Chang Zheng-4A (Y2) 11K65M Kosmos-3M (65098323) 14А05 Rokot/Briz-KM (4926391831/72518)

H-2A/202 (F22) H-2A/202 (F22) H-2A/202 (F22) H-2A/202 (F22) H-2A/202 (F22) Naro-1 (KSLV-1 (3)) Atlas-V/401 (AV-036)

Local de Lançamento Taiyuan, LC9 Taiyuan, LC9 Taiyuan, LC9 Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W GIK-5 Baikonur, LC45/1 GIK-5 Baikonur, LC45/1 GIK-5 Baikonur, LC45/1 GIK-5 Baikonur, LC45/1 GIK-5 Baikonur, LC45/1 Taiyuan, LC7 NIIP-5 Baikonur, LC90/19 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Taiyuan, LC7 NIIP-53 Plesetsk, LC132/2 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Naro Cabo Canaveral AFS, SLC-41

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Janeiro de 2013. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão. Data

Status

02 Jan. Ree. 03 Jan. Ree.

Des. Int.

ORAD Designação

Lançador

Data Lançamento Local Lançamento

D. Órbita

2004-004B 1983-044FX

28471 33485

CZ-4B Chang Zheng-4B (Y8) 11K69 Tsyklon-2 (45099806)

06 Novembro 07 Maio

2979 10834

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

Último estágio (Destroço) Cosmos 1461

Taiyuan, LC7 NIIP-5 Baikonur, LC90/19

54


Em Órbita

04 Jan. 04 Jan. 06 Jan. 06 Jan. 07 Jan. 11 Jan. 11 Jan. 12 Jan. 12 Jan. 13 Jan. 13 Jan. 13 Jan. 14 Jan. 15 Jan. 15 Jan. 16 Jan. 18 Jan. 18 Jan. 18 Jan. 18 Jan. 20 Jan. 20 Jan. 21 Jan. 22 Jan. 23 Jan. 24 Jan. 28 Jan. 29 Jan.

Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree.

1968-097BH 1997-051AA 1979-058X 1988-006H 1997-051CM 1989-039AP 1997-051AAD 1997-051ER 2011-050C 1992-093FC 1983-044FZ 1994-074X 1997-051UQ 1993-049D 2012-044CR 1993-036SY 1997-051GK 2006-046K 2012-044DQ 2012-025P 1997-051HV 2012-025J 2011-022D 1993-036BKJ 1999-025DWH 1999-025DS 1983-075A 2008-056C

03896 33857 38669 39042 34078 29332 38476 34162 37815 22463 33487 39047 36009 22732 38958 34455 34494 35377 38987 39007 34528 39002 37608 37318 36256 29824 14207 33435

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

(Destroço) Cosmos 252 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Cosmos 1109 (Destroço) USA-29 / DMSP-F9 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) (Destroço) (Destroço) Cosmos 1461 (Destroço) Resurs-O1 (3) (Destroço) Iridium-33 Blok-L (Destroço) Briz-M (99532) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) (Destroço) Briz-M (99532) (Destroço) (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Sylda (VA202/L559) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C Cosmos 1484 Último estágio

11K67 Tsyklon-2A (Н22500-09Л) 01 Novembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 8K78M Molniya-M/L (76038512) 27 Junho Atlas-E (54E) 03 Fevereiro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 8K82K Proton-K/DM-2 (35202/39Л) 31 Maio 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro H-2A/202 (F-19) 23 Setembro 11K77 Zenit-2 (67033306) 25 Dezembro 11K69 Tsyklon-2 (45099806) 07 Maio 11K77 Zenit-2 (51057902) 04 Novembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 8K78M Molniya-M/L (76024659) 04 Agosto 8K82KM Proton-M/Briz-M (93531/99532) 06 Agosto 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro CZ-4B Chang Zheng-4B (Y10) 23 Outubro 8K82KM Proton-M/Briz-M (93531/99532) 06 Agosto H-2A/202 (F21) 17 Maio 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro H-2A/202 (F21) 17 Maio Ariane-5ECA (VA202/L559) 20 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 8A92M Vostok (77049376) 24 Julho CZ-2D Chang Zheng-2D (Y12) 05 Novembro

NIIP-5 Baikonur, LC90/20 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 Vandenberg AFB, SLC-3W GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-40 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Tanegashima, Yoshinubo LP1 GIK-5 Baikonur, LC45 PU-1 NIIP-5 Baikonur, LC90/19 GIK-5 Baikonur, LC45/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GNIIP Plesetsk, LC43/3 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Taiyuan, LC7 Baikonur, LC81 PU-24 Tanegashima, Yoshinubo LP1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Tanegashima, Yoshinubo LP1 CSG Kourou, ELA3 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 NIIP-5 Baikonur, LC31/2 Jiuquan, LC43/603

16135 5591 12247 9104 5594 8626 5598 5599 477 7324 10844 6645 5601 7104 162 7154 5603 2279 166 246 5605 248 612 7160 5007 5008 10781 1546

55


Em Órbita

Lançamentos orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2013 Dia (UTC)

Lançador

Carga

Local

Fevereiro 01 (0655:59)* 06 (1604:24)* 07 (2136:07)* 11 (1441:46)* 11 (1802:01)* 25 (1225:00)

??

Zenit-3SL/DM-SL (SL36/35L) Intelsat-27 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (И15000-011/1029/ST26) Globalstar-2 (x6) Ariane-5ECA (L568/VA212) Amazonas-3 Azerspace-1/Africasat-1a 11A511U Soyuz-U (Л15000-137) Progress M-18M (418) Atlas-V/401 LDCM (Landsat-8) PSLV-C20 SARAL SAPPHIRE NEOSSat Can-X3b (TUGSAT-1) Can-X3a (UniBRITE) AAUSat-3 STRaND-1 Safir-1B Fajr

Oc. Pacífico, Odyssey Baikonur, LC31 PU-6 CSG Kourou, ELA3 Baikonur, LC1 PU-5 Vandenberg AFB, SLC-3E Satish Dawan SHAR, FLP

Semnan

Março 01 (1510:00)

19 20(?) 26 28 (2043:22) 29 ??

?? ??

Falcon-9 v1.0

Dragon-CRS2 CUSat-1 CUSat-2 Atlas-V/401 SBIRS-GEO 2 Simorgh (?) Semnan (?) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93536/99536) Satmex-8 11A511U-FG Soyuz-FG (Л15000-043) Soyuz TMA-08M Strela (1832) Kondor-E Antares-110 Cygnus Mass Simulator Dove-1 PhoneSat-v1a PhoneSat-v1b PhoneSat-v1c CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E ZX-11 Zhongxing-11 / Supremesat-II Safir-1B Sharif

Cabo Canaveral AFS, SLC-40

Cabo Canaveral AFS, SLC-41 AUTSAT Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC1 PU-5 Baikonur, LC175/2 Wallops Island, LP-0A

Xichang, LC2 Semnan

* Lançamento já efectuados a quando da edição deste número do Boletim Em Órbita.

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados 28 de Março de 2012 Soyuz TMA-09M Pavel Vladimirovich Vinogradov (3), Alexander Alexandrovich Misurkin (1), Christopher John Cassidy (2) Oleg Valeriyevich Kotov, Sergey Nikolayevich Ryazansky, Michael Scott Hopkins 29 de Maio de 2013 Soyuz TMA-09M Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (4); Luca Salvo Parmitano (1); Karen LuJean Nyberg (2) Mikhail Vladislavovich Tyurin; Richard Alan Mastracchio; Koichi Wakata ?? de Junho de 2013 Shenzhou-10 Nie Haisheng (2); Zhang Xiaoguan (1); Wang Yaping (1) – tripulação baseada na tripulação suplente da Shenzhou-9 ¿????; ¿????; ¿???? 25 de Setembro de 2013 Soyuz TMA-10M Oleg Valeriyevich Kotov (3); Sergey Nikolayevich Ryazansky (1); Michael Scott Hopkins (1) Alexander Vikentyevich Skvortsov; Oleg Germanovich Artemyev; Steven Ray Swanson 25 de ovembro de 2013 Soyuz TMA-11M Mikhail Vladislavovich Tyurin (3); Richard Alan Mastracchio (4); Koichi Wakata (4) Maksim Viktorovich Surayev; Gregory Reid Wiseman; Alexander Gerst 26 de Março de 2014 Soyuz TMA-12M Alexander Vikentyevich Skvortsov (2); Oleg Germanovich Artemyev (1); Steven Ray Swanson (3) Alexander Mikhailovich Samokutyayev; Elena Olegovna Serova; Barry Eugene Wilmore 28 de Maio de 2014 Soyuz TMA-13M Maksim Viktorovich Surayev (2); Gregory Reid Wiseman (1); Alexander Gerst (1) Cosmonauta Russo; Samatha Cristoforetti; Terry Wayne Virts 30 de Setembro de 2014 Soyuz TMA-14M Alexander Mikhailovich Samokutyayev (2); Elena Olegovna Serova (1); Barry Eugene Wilmore (2) Yuri Valentinovich Lonchavok; Mikhail Borisovich Korniyenko; Scott Joseph Kelly 30 de ovembro de 2014 Soyuz TMA-15M Cosmonauta Russo; Samatha Cristoforetti (1); Terry Wayne Virts (2) Cosmonauta russo; Kimiya Yui; Astronauta dos EUA 30 de Março de 2015 Soyuz TMA-16M Yuri Valentinovich Lonchavok (4); Mikhail Borisovich Korniyenko (2); Scott Joseph Kelly (4) Cosmonauta russo; Sergei Aleksandrovich Volkov; Astronauta dos EUA 30 de Maio de 2015 Soyuz TMA-17M Cosmonauta russo; Kimiya Yui; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA; Astronauta dos EUA ?? de Outubro de 2015 Soyuz TMA-18M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de Dezembro de 2015 Soyuz TMA-19M Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA ?? de Março de 2016 Soyuz TMA-20M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2016 Soyuz TMA-21M Cosmonauta russo; Thomas Pesquet (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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Em Órbita

Lançamentos Suborbitais A seguinte tabela tenta fazer uma listagem de todos os lançamentos suborbitais realizados. Entre os lançamentos que se pretende listar estarão os lançamentos de mísseis balísticos intercontinentais ou de outros veículos com capacidade de atingir a órbita terrestre mas que são utilizados em lançamentos suborbitais. A listagem é baseada em informação recolhida na rede informática mundial, através de pesquisa quase diária por parte do autor, e de múltipla informação recebida de várias fontes entre as quais se encontram as várias agências espaciais. Esta lista estará sempre incompleta pois será quase impossível obter a informação de todos os lançamentos suborbitais realizados (por exemplo, muitos testes de mísseis balísticos podem ser secretos e a informação recebida poderá, quase de certeza, ser muito escassa). Muitas vezes são realizados lançamentos suborbitais por foguetões sonda mas que não atingem altitudes orbitais. Estes lançamentos que não superam os 100 km de altitude, limite inferior do Espaço internacionalmente reconhecido, serão assinalados. Alguns dados foram cedidos por Jonathan McDowell (http://www.planet4589.org/space/jsr/jsr.html), estando assinalados (*). Data

Hora

ome

Lançador

Local

08 Dez. 13 Dez. 17 Dez. 20 Dez.

2100 0520* 0700 0351

NASA 36.283UH* S-520-28

VS-30/Orion V10 Black Brant-IX S-520 Prithvi II

CLA – Alcântara White Sands Uchinoura* Chandipur IC3*

26 Jan. 27 Jan. 27 Jan. 27 Jan. 28 Jan. 29 Jan.

2200:00 EKV CTV-01 0810 1210 (?) Alvo 1210 (?) Interceptor Pishgam 2250 NASA 41.107GT

GBI BO-5/K-15 DF-21 (?) DF-21 (?) Pishgam (Kavoshgar-5) Terrier-Improved Orion

Vandenberg AFB, LF-23 INS S-73 Arihant Jiuquan (?) Urumqi (?) Semnan (?) Wallops Island

26 de Janeiro – EKV CTV-01 / GBI A Raytheon Company levou a cabo um teste do seu Exoatmospheric Kill Vehicle (EKV) numa missão de demonstração sem a intercepção de um alvo ao abrigo do programa Ground-based Midcourse Defense (GMD). O EKV é uma componente vital do Ground-Based Interceptor do GMD. O EKV permite ao GBI fixar-se e eliminar ogivas de mísseis balísticos a alta velocidade no espaço utilizando somente a força de impacto. Durante este teste realizado a 26 de Janeiro de 2013, o EKV CTV-01 foi lançado às 2200:00UTC a partir do silo LF-23 da Base Aérea de Vandenberg, e realizou as suas tarefas como previsto, manobrando o interceptor até à altitude apropriada e à velocidade desejada para uma intercepção. O EKV está equipado com um sensor policromático utilizado para detectar e discriminar ogivas em aproximação, separando-as de outros objectos. O veículo também tem o seu próprio sistema de propulsão e computadores para ajudar na selecção dos alvos e na intercepção. Este foi o primeiro GMD lançado desde 15 de Dezembro de 2010. Na altura o GMD sofreu uma falha não conseguindo a intercepção pretendida

Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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Em Órbita

27 de Janeiro – BO-5/K-15 A Índia levou a cabo o primeiro teste de um míssil balístico lançado a partir do submarino INS Arihant, segundo algumas fontes com outras a apontarem que o lançamento terá tido lugar a partir de um contentor ou de um pontão submergido na zona de testes em Visakhapatnam. Segundo Jonathan McDowell, o míssil BO-5 é o míssil K-15 Sagarika (sendo o mesmo que o míssil Shourya na sua versão de terra). O lançamento teve lugar às 0810UTC do dia 27 de Janeiro de 2013.

27 de Janeiro – DF-21 A China levou a cabo um teste de intercepção de um míssil alvo. O míssil interceptor terá sido lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan, enquanto alvo terá sido supostamente lançado desde Urumqi. Ambos os lançamentos terão ocorrido por volta das 1210UTC do dia 27 de Janeiro de 2013.

28 de Janeiro – Pishgam / Kavoshgar-5 O irão levou a cabo uma missão suborbital transportando um pequeno maçado a bordo. O lançamento da biocápsula Pishgam por um foguetão-sonda Kavoshgar-5 terá ocorrido no dia 28 de Janeiro de 2013. A biocápsula foi recuperada com o seu tripulante após o regresso à Terra.

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29 de Janeiro – NASA 41.107GT / Terrier-Improved Orion Às 2250UTC do dia 29 de Janeiro de 2013 a NASA levou a cabo o lançamento de um foguetão-sonda Terrier-Improved Orion desde Wallops Island, na missão NASA 41.107GT cujo objectivo era o de testar novas experiências de libertação de lítio na atmosfera. As nuvens de lítio que são criadas após a sua libertação na alta atmosfera, permitem aos cientistas seguirem os movimentos dos ventos a grande altitude.

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Cronologia Astronáutica (LXXXV) Por Manuel Montes -Abril de 1952: A NACA ordena aos seus diversos centros de investigação o estudo de qual é a tecnologia necessária para conseguir uma nave espacial tripulada, em principio um avião capaz de alcançar a órbita e regressar. -8 de Abril de 1952: O míssil Hermes-C1, em pleno desenvolvimento no Redstone Arsenal, recebe o nome oficial de Redstone. Segundo os planos, o centro, a cargo da equipa de engenheiros liderada por von Braun, deverá proporcionar 12 mísseis de teste em Maio de 1953. Os primeiros, porém, começarão a estar prontos em Janeiro de 1953 para ensaios de propulsão, orientação, etc. -17 de Abril de 1952: Walter Dornberger, que trabalha para a Bell Aircraft, propõe um conceito melhorado do seu avião-míssil bombardeiro. Baseado nas ideias de Sänger (Silverbird), que se tentou em vão trazer para os Estados Unidos desde França, o BOMI (Bomber-Missile) consiste num veículo de duas etapas que será oferecido à US Air Force. A primeira é um acelerador con asa delta e cinco motores, e a segunda um foguetão planador duplo de três motores. O seu comportamento suborbital faria-o quase invulnerável, com um alcance de quase 5.000 km e uma velocidade máxima de Mach 4. Também é mencionada uma versão orbital. O BOMI transportaria duas bombas nucleares. -17 de Abril de 1952: A RAF britânica realiza o primeiro voo sobre território soviético para fotografar possíveis objectivos. Os aviões utilizados são os RB-45C Tornados. Mais adiante, serão os Estados Unidos que empregarão RB-47 Stratojets para a mesma função de espionagem. Os sobrevoos mediante aviões aparecem inicialmente como uma boa opção mas rapidamente alguns deles serão derrubados e se irá impor continuar o desenvolvimento de satélites de reconhecimento. -20 de Maio de 1952: É lançado desde White Sands a V-2 número 59/TF-2. Trata-se de outro voo de treino do US Army que também transporta instrumentos científicos. Alcança 124 km de altitude (limitada expressamente). Durante a sua trajectória deve capturar diversas amostras de ar da alta atmosfera para serem depois examinadas em terra. O foguetão JATO que devia separar o cone não chega a funcionar, mas permite a actividade da carga útil. São recuperadas com êxito várias garrafas com as amostras e uma câmara. -20 de Maio de 1952: É lançado desde Hamaguir o primeiro míssil francês Véronique-N (N-1). A missão fracassa devido à ruptura da estrutura de uma aleta. No dia seguinte, o N-2 falha também devido ao facto de o motor não queimar correctamente. Por fim, a 22 de Maio, o N-3 funciona de forma satisfatória (70 km de altitude). Até 29 de Outubro de 1954 serão lançados 15 mísseis N e NA. Muitos fracassarão devido ao fenómeno desconhecido da instabilidade na combustão. Por sua parte, o modelo NA terá maior capacidade de combustível. O NA-14, por exemplo, alcançará 135 km de altitude. Depois, os Véronique desaparecerão do panorama dos mísseis até que sejam adoptados para experiências atmosféricas em Março do Ano Geofísico Internacional (AGI), em 1959. -21 de Maio de 1952: É lançado o foguetão-sonda Aerobee RTV-A-1 (USAF-26). A missão, chamada Aeromed-3, transporta dois macacos (Patricia e Michael) e dois ratos. Todos são recuperados após viajarem anestesiados. Os macacos utilizam máscaras de oxigénio. A cápsula alcançará 62 km de altitude. A partir deste momento, os Estados Unidos abandonarão as suas investigações com primatas em voo, mas só até a URSS demonstrar que se dispõe a enviar um homem para o espaço, vários anos depois. -Junho de 1952: O RAND atribui um contrato à RCA para que esta empresa examine diversas possibilidades sobre sistemas de câmaras de reconhecimento desde o espaço. Serão estudadas câmaras fotográficas, de televisão, detectores de radiação, métodos de gravação e transmissão, etc. Em Órbita – Vol.13 – .º 133 / Fevereiro de 2013

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-6 de Junho de 1952: Prepara-se para o lançamento desde White Sands o foguetãosonda Viking-8. O veículo, um RTV-N-12a, utiliza um novo corpo de maior diâmetro (1,12 metros) que permite transportar 1.600 kg adicionais de combustível. O teste de ignição estática do motor, porém, resulta catastrófica, já que aos 13 segundos, o veículo começa a elevar-se de forma inesperada. Alcançará 6 km de altitude, devido ao facto de leva os tanques só parcialmente cheios. -15 de Junho de 1952: O Massachusetts Institute of Technology finaliza o estudo chamado "Beacon Hill", em andamento desde Julho de 1951. O relatório final é designado "Problems of Air Force Intelligence and Reconnaissance" e como o seu nome indica versa sobre a problemática da espionagem aérea. Curiosamente, não menciona os satélites de reconhecimento para o período 1952-1960. -24 de Junho de 1952: O Committee on Aerodynamics, da NACA, reúne-se em Wallops. Durante a reunião, Robert J. Woods sugere que a NACA deveria estabelecer o seu próprio grupo de trabalho em relação ao voo espacial y aos problemas associados. Aprovase então um programa de investigação para voos a velocidades entre Mach 4 e 10, e altitudes entre 18 e 80 km. De novo, é um passo mais na direcção do futuro programa X15. ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “2oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “2oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “2C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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Explicação dos Termos Técnicos Impulso específico (Ies) – Parâmetro que mede as potencialidades do combustível (propulsor) de um motor. Expressa-se em segundos e equivale ao tempo durante o qual 1kg desse combustível consegue gerar um impulso de 10N (Newton). É medido dividindo a velocidade de ejecção dos gases de escape pela aceleração da gravidade. Quando maior é o impulso específico maior será o rendimento do propulsante e, consequentemente, do motor. O impulso específico (em vácuo) define a força em kgf gerada pelo motor por kg de combustível consumido por tempo (em segundos) de funcionamento:

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor. Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo). Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar. Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final. Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km. Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra. Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre. Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias. Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus). Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre. Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

Onde T é a força instantânea e m é a massa instantânea. Na ausência de forças exteriores, e quando a força é aplicada numa direcção constante, a expressão em cima simplifica para

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita. Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita. odos ascendente e descendente da órbita: são os pontos de intersecção da órbita com o plano equatorial. Nodo ascendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Sul para o Norte. Nodo descendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Norte para o Sul. A “linha dos nodos” é aquela que liga os nodos ascendente e descendente, passando pelo centro da Terra. Inclinação (I): ângulo entre o plano orbital do satélite e o plano equatorial da Terra. Inclinações próximas a 0º correspondem às chamadas órbitas equatoriais. Inclinações próximas a 90º correspondem às chamadas órbitas polares pois cobrem os dois pólos. Órbitas com inclinação entre 0º e 90º rodam no mesmo sentido que a Terra (Oeste - Este) e por isso são denominadas de "progressivas". Órbitas com inclinação maior que 90º rodam no sentido contrário à Terra (Este Oeste) e por isso são chamadas de "retrógradas". Inclinações maiores que 50º e menores que 130º correspondem a órbitas "polares" pois atingem latitudes altas. Inclinações menores que 40º correspondem a órbitas próximas ao Equador. Ascensão recta do nodo ascendente (Right Ascension of Ascending ode - RAA - Ω ): ângulo entre o primeiro ponto de Aires e o nodo ascendente. Segundo valor que alinha a elipse orbital no espaço, considerando que a inclinação é o primeiro. Argumento do perigeu (Argument of perigee - ϖ ): é o ângulo medido no plano orbital, na direcção do movimento, do nodo ascendente ao perigeu. É o ângulo entre o eixo maior da elipse (linha entre o perigeu e o apogeu) e a linha dos nodos, medido no plano da órbita. Varia entre 0° e 360°, sendo igual a 0º quando o perigeu está no nodo ascendente, e 180º quando o satélite está mais longe da Terra (apogeu) cruzando o Equador em movimento ascendente. Determina a posição da elipse orbital no plano orbital, visto que a inclinação I e a ascensão recta Ω determinam a posição do plano orbital no espaço. Excentricidade: determina a forma da elipse orbital. Círculo: Excentricidade = 0; Elipse longa e estreita: Excentricidade = 1. Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n = 2. π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra). Anomalia média (Mean anomaly - M): especificação da posição do satélite na órbita numa dada época. Ângulo medido a partir do perigeu na direcção do movimento do satélite, que um satélite teria se se movesse em velocidade angular constante. Anomalia verdadeira: ângulo no plano orbital do satélite entre o perigeu e a posição do satélite medido na direcção do movimento do satélite. Elementos keplerianos: descrevem a forma e orientação de uma órbita elíptica em torno da Terra, bem como a posição de um satélite naquela órbita em uma dada época (data e hora de referência): argumento do perigeu, ascensão recta do nodo ascendente, anomalia média, semi-eixo maior, inclinação e excentricidade. Perturbações: existem os seguintes tipos de perturbações: Geopotencial - devido ao achatamento terrestre, ou seja, ao desvio principal da Terra em relação à forma esférica; altera a orientação do plano orbital no espaço sem alterar a inclinação; altera a orientação da elipse no plano orbital; Atracão lunissolar - devido às acções atractivas do Sol e da Lua; afecta todos os elementos orbitais, diminuindo a altura do perigeu e, consequentemente, afectando o tempo de vida do satélite; Arrasto (atrito) atmosférico - devido ao atrito com a atmosfera; diminuição do semi-eixo maior, da excentricidade e do período de revolução.

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Combustíveis e Oxidantes 2O4 – Tetróxido de itrogénio (Peróxido de Azoto); De uma forma simples pode-se dizer que o oxidante N2O4 consiste no tetróxido em equilíbrio com uma pequena quantidade de dióxido de nitrogénio. No seu estado puro o N2O4 contém menos de 0,1% de água. O N2O4 tem uma coloração vermelho acastanhada tanto nas suas fases líquida como gasosa, sendo incolor na fase sólida. Este oxidante é muito reactivo e tóxico, tendo um cheiro ácido muito desagradável. Não é inflamável com o ar, no entanto inflamará materiais combustíveis. Surpreendentemente não é sensível ao choque mecânico, calor ou qualquer tipo de detonação. O N2O4 é fabricado através da oxidação catalítica da amónia, onde o vapor é utilizado como diluente para reduzir a temperatura de combustão. Grande parte da água condensada é expelida e os gases ainda mais arrefecidos, sendo o óxido nítrico oxidado em dióxido de nitrogénio. A água restante é removida em forma de ácido nítrico. O gás resultante é essencialmente tetróxido de nitrogénio puro. Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC. UDMH ( (CH3)2H2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC. LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC. LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 ortohidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC. H4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

Constantes Algumas constantes de interesse: •

7726 m/s

(8000), Velocidade orbital terrestre a uma altitude de 300 km

3075 m/s

(3000), Velocidade orbital na órbita geossíncrona (35786 km)

6371 km

(6400), Raio médio da Terra

6378 km

(6400), Raio equatorial da Terra

1738 km

(1700), Raio médio da Lua

5.974e24 kg

(6e24), Massa da Terra

7.348e22 kg

(7e22), Massa da Lua

1.989e30 kg

(2e30), Massa do Sol

3.986e14 m3/s^2

(4e14), Constante gravitacional vezes a massa da Terra

4.903e12 m3/s^2

(5e12), Constante gravitacional vezes a massa da Lua

1.327e20 m3/s^2

(13e19), Constante gravitacional vezes a massa do Sol

384401 km

(4e5), Distância media entre a Terra e a Lua

1.496e11 m

(15e10), Distância media entre a Terra e o Sol (Unidade astronómica)

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Em Órbita n.º 133 - Fevereiro de 2013  

Edição do Boletim Em Órbita para Fevereiro de 2013 com vários artigos sobre oa lançamentos orbitais em Janeiro de 2013 e as habituais secçõe...

Em Órbita n.º 133 - Fevereiro de 2013  

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